Электронный авиагоризонт

Настоящее изобретение касается авиационного приборостроения, а именно электронного оборудования кабины пилота, используемого для определения пространственного положения летательного аппарата. Электронный авиагоризонт содержит систему индикации, включающую в себя экран, по меньшей мере один датчик пространственного положения летательного аппарата и средства вывода изображения. При этом конструктивное исполнение средств вывода изображения обеспечивает вывод на экран изображения авиагоризонта, содержащего шкалу крена и окно, в котором отображаются фоновое изображение со шкалой тангажа и маркер летательного аппарата, начертание маркера летательного аппарата представляет собой схематичное изображение летательного аппарата при виде сзади, фоновое изображение выполнено с возможностью перемещения в вертикальной плоскости относительно окна авиагоризонта и маркера летательного аппарата при изменении угла тангажа и имеет двухцветную контрастную окраску, соответствующую условным цветам неба и земли, а также цветовую границу, соответствующую линии горизонта. В предложенном электронном авиагоризонте цветовая граница фонового изображения соответствует условному горизонту в системе координат летательного аппарата, при вращении летательного аппарата по крену направление вращения маркера летательного аппарата в системе координат летательного аппарата соответствует направлению вращения летательного аппарата в земной системе координат. Система индикации и средства вывода изображения выполнены с возможностью функционирования в режимах отображения прямого и перевернутого полета, каждый из которых характеризуется собственной системой отсчета угла крена, при этом в системе координат летательного аппарата цветовая граница фонового изображения может соответствовать линии условного прямого горизонта либо линии условного перевернутого горизонта, а переход авиагоризонта из одного режима отображения в другой происходит автоматически при достижении летательным аппаратом в одном из режимов угла крена, близкого к 90 градусам, и выражается в ускоренном синхронном повороте на 180 градусов относительно центра окна авиагоризонта видимой части фонового изображения и маркера летательного аппарата таким образом, что прямой полет с правым креном, близким к 90 градусам, в системе координат летательного аппарата начинает отображаться как перевернутый полет с левым креном, близким к 90 градусам, и наоборот. Техническим результатом является повышение безопасности полетов и упрощение обучения пилотированию. 5 з.п. ф-лы, 11 ил.

 

Настоящее изобретение касается авиационного приборостроения, а именно, приборного оборудования кабины пилота, используемого для определения пространственного положения летательного аппарата. Изобретение относится к рубрике G01C 23 МКИ.

Известны технические решения, аналогичные предлагаемому, как например, авиагоризонт АГБ 3, описание которого приводится в сети Интернет по адресу: https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%90%D0%93%D0%91-3, характеризующийся «обратной» индикацией угла крена по принципу «вид на самолет с земли», в сочетании с «прямой» индикацией угла тангажа по принципу «вид с самолета на землю».

Данный прибор, в частности, содержит корпус, на лицевой стороне которого расположен индикатор, включающий в себя двухцветное фоновое изображение, цветовая граница которого неподвижна при изменении угла крена и соответствует условному горизонту в системе координат кабины. Кроме того, фоновое изображение авиагоризонта может перемещаться вверх и вниз, при этом на углах тангажа более 25 градусов цветовая граница в окне авиагоризонта не наблюдается и отсчет углов тангажа производится исключительно по шкале тангажа. Поверх поля авиагоризонта расположен маркер ЛА, схематически изображающий вид сзади на самолет, при этом при левом крене маркер наклоняется влево относительно линии условного горизонта и наоборот.

Главным преимуществом «смешанного» типа индикации является отсутствие инверсии в отклике подвижного относительно системы координат кабины, элемента системы индикации на управляющее воздействие по крену. За счет отсутствия этой инверсии пилот при выводе самолета из крена субъективно управляет не положением своего тела в пространстве и не создает в голове точного образа полета, а просто управляет авиагоризонтом, или, другими словами, «управляет самолетом через авиагоризонт», в отличие от описанной ниже «прямой» индикации, где пилот может исключительно «управлять самолетом с помощью авиагоризонта».

Наряду с преимуществами, авиагоризонт АГБ 3 со схемой индикации крена «вид с земли на самолет», обладает следующими недостатками, имеющими значение в первую очередь в маневренной авиации:

1. Неадекватность отображения перевернутого полета, так как, во-первых, в перевернутом полете взаимное расположение цветов неба и земли на фоновом изображении авиагоризонта прямо противоположно истинному положению неба и земли, а во-вторых, реакция фонового изображения авиагоризонта на управление в продольном канале также инвертируется, так как фоновое изображение начинает двигаться сонаправленно, а не навстречу перемещению органа управления. Это существенно затрудняет управление самолетом в перевернутом положении и может привести к потере управления.

2. Сложность осознанного восприятия кренов более 90 градусов.

3. Сложность быстрого распознавания перевернутого положения ЛА, так как оценить его по перевороту маркера ЛА относительно прямого положения неба и земли сложнее, чем по обратному положению неба и земли относительно прямо стоящего маркера в авиагоризонте с «прямой» индикацией.

4. Полная условность и неадекватность отображения процесса входа в перевернутый полет через выполнение полупетли, так как при достижении угла тангажа 90 градусов происходит ускоренное опрокидывание маркера ЛА и смена направления движения шкалы тангажа, хотя сам летательный аппарат при этом не вращается по крену, а просто продолжает лететь вверх в перевернутом положении.

Из уровня техники известен также электронный авиагоризонт RCA 2600, описание которого размещено в сети Интернет по адресу: https://www.kellymfg.com/images/RCA2600%20information.pdf

Данный электронный авиагоризонт по совокупности своих конструктивных признаков наиболее близок к предложенному изобретению и содержит систему индикации, включающую в себя экран, выполненный в возможностью отображения подвижных и неподвижных графических элементов и символов, по меньшей мере, один датчик пространственного положения летательного аппарата и средства вывода изображения, при этом конструктивное исполнение средств вывода изображения обеспечивает вывод на экран изображения авиагоризонта, содержащего шкалу крена и окно, в котором отображаются фоновое изображение со шкалой тангажа и маркер летательного аппарата, начертание маркера летательного аппарата представляет собой схематичное изображение летательного аппарата при виде сзади, фоновое изображение выполнено с возможностью перемещения в вертикальной плоскости относительно окна авиагоризонта и маркера летательного аппарата при изменении угла тангажа и имеет двухцветную контрастную окраску, соответствующую условным цветам неба и земли, а также цветовую границу, соответствующую линии горизонта.

Кроме того, в данном авиагоризонте цветовая граница соответствует искусственному горизонту в земной системе координат и может перемещаться относительно окна авиагоризонта как при изменении угла тангажа, так и при изменении угла крена, при этом, в соответствии с принципом «прямой» индикации правый крен самолета вызывает отклонение линии искусственного горизонта влево и наоборот.

Основным достоинством данного типа индикации является минимальная вероятность развития у пилота соматогравитационных иллюзий крена, при условии, что пилот владеет правильным «двухфазным» способом использования данного типа индикации, характеризующимся исключением синхронного вращения по крену летательного аппарата и головы смотрящего вперед пилота. При выводе самолета из крена данный способ заключается в предварительном повороте головы пилота максимально параллельно линии искусственного горизонта, то есть, другими словами, в использовании авиагоризонта для перевода собственной головы из самолетной в земную систему координат. Во второй фазе происходит осознание текущего положения своего тела в земной системе координат и поворот самолета по крену с удержанием головы по истинному горизонту и отсчету изменения угла крена с использованием кинестетической обратной связи, то есть ощущения текущей величины наклона головы относительно туловища.

При вводе самолета в крен пилот, увеличивая крен, сохраняет положение головы как в горизонтальном полете, удерживая ее в земной системе координат и также отсчитывая угол крена в том числе по кинестетической обратной связи (изгибу шейного отдела позвоночника), после чего, не меняя величину крена, возвращает голову в нейтральное относительно кабины положение, переводя ее в систему координат самолета на время выполнения маневра, после чего создает необходимую для данного маневра перегрузку.

Уменьшение вероятности развития соматогравитационных иллюзий крена достигается за счет исключения одновременного вращения по крену ЛА и направленной вперед головы пилота, что соответствует технике полета птиц, удерживающих голову параллельно земной поверхности (в земной системе координат) даже в перевернутом полете, не говоря уже о кренах в 90 градусов. Это объяснимо тем фактом, что эволюционно вестибулярный аппарат высших позвоночных, представляет собой двухосевой гироскоп, не способный без помощи других органов чувств сформировать сигнал пространственного положения тела. В результате мозг формирует представление о пространственном положении на основании сопоставления сигналов зрительного анализатора с вестибулярными и кинестетическим подтверждениями, при отсутствии или рассогласовании которых любой поворот тела в пространстве неизбежно вызывает различные иллюзии, сопровождающиеся различными физиологическими реакциями, существенно снижающими работоспособность человека.

Кроме того, преимуществами «прямой» индикации являются высокая степень адекватности отображения перевернутого полета, отсутствие инверсии отклика маркера ЛА на управление в продольном канале в перевернутом полете, а также отсутствие опрокидывания маркера ЛА и разворота шкалы тангажа при выходе на вертикаль.

Следует отметить, что описанные выше преимущества индикации типа «вид с самолета на землю» возникает только при правильном ее использовании, основанном на четком знании принципа ее работы и длительных тренировках. С другой стороны, использование данного типа индикации пилотами, у которых отсутствие наработанного стереотипа правильных действий сочетается с незнанием «двухфазного» способа использования данной системы индикации представляет собой серьезную опасность, что подтверждается материалами расследования многочисленных катастроф, развитие которых можно условно разделить на три этапа:

1. Поскольку периферическое зрение привязывает неподготовленного должным образом пилота к системе координат кабины, в стрессовой ситуации пилот не может адекватно среагировать: вместо того, чтобы в первую очередь предварительно перевести голову в земную систему координат, повернув ее параллельно линии искусственного горизонта и затем, повернув штурвал по направлению поворота головы, вывести из крена свое туловище (вместе самолетом), пилот, голова которого остается в системе координат самолета, рефлекторно (и ошибочно) фокусируется на подвижном относительно кабины элементе системы индикации - цветовой границе поля авиагоризонта, начиная тем самым управлять горизонтом, а не самолетом и теряя представление о положении своего тела в пространстве. При этом основным фактором, способствующим неправильной «привязке» зрения пилота, является малый наблюдаемый угловой размер поля авиагоризонта, что не позволяет воспринять авиагоризонт с величиной диагонали менее 20-25 см. как своего рода окно в закабинное пространство.

2. У пилота возникает неизбежная иллюзия отказа или некорректной работы системы индикации и наступает потеря пространственной ориентации, поскольку при повороте штурвала вправо линия искусственного горизонта поворачивается относительно кабины в противоположном относительно вращения штурвала направлении, точно также как истинный горизонт, наблюдаемый пилотом в закабинном пространстве при визуальном полете, идет не «за штурвалом», а «на штурвал». Ситуация резко усугубляется при выходе линии искусственного горизонта за пределы окна, что окончательно лишает пилота информации о положении самолета в пространстве.

3. Не понимая причины происходящего, пилот отказывается верить системе индикации, переходит на «интуитивное» управление на основе иллюзорных представлений о своем положении, последствия которого дополнительно усиливают стресс и делают пилота неработоспособным.

Важно отметить, что при неправильном способе использования авиагоризонта «прямая» индикация крена может стать предпосылкой к тяжелому летному происшествию даже при выполнении простейших маневров, таких как разворот при заходе на посадку, что подтверждается, например, известной катастрофой в Междуреченске.

Кроме этого, почти у всех авиагоризонтов есть общий недостаток - невозможность определения больших углов тангажа без считывания цифровой информации со шкалы тангажа. Как только линия искусственного или условного горизонта уходит за пределы окна индикатора, от пилота требуется быстрое считывание цифровой информации, которое становится невозможным при большой угловой скорости тангажа и, особенно, при отклонении шкалы тангажа от вертикали (что дополнительно усугубляет данную проблему при «прямой» индикации).

Как пример попытки устранения общих для всех классических авиагоризонтов недостатков можно привести «Командно-пилотажный прибор логической индикации положения и управления летательным аппаратом в пространстве», также известный как ЭПИЛС, описание которого приводится в патенте RU 2331848 от 20.08.2008.

Данный прибор основан на логике авиагоризонта с «обратной» индикацией, но в отличие от нее обеспечивает возможность образного распознавания больших углов тангажа без необходимости считывания ее со шкалы тангажа, что дополнительно улучшает безопасность полетов в сложных условиях и упрощает вывод ЛА из сложного пространственного положения.

Недостатком ЭПИЛСа является сложность точного определения пространственного положения макета самолета в условиях стресса, так как до начала летной практики в сознании большинства пилотов, кроме имеющих значительный опыт управления радиоуправляемыми моделями, не может быть сформирован четкий всеракурсный образ самолета. Этот образ особенно важен для мгновенного распознавания характера сложного пространственного положения самолета, что неизбежно замедлит процесс освоения ЭПИЛСа большинством курсантов.

Кроме того, поскольку картинка ЭПИЛСа при сложном положении самолета не похожа ни на один из известных типов авиагоризонта, у пилотов, имеющих значительный налет на известных типах индикации пространственного положения, имеющих характерный внешний вид, могут возникать сложности с быстрым распознаванием ЭПИЛСа на панели приборов именно как средства пространственной ориентации.

Таким образом, при разработке предложенного электронного авиагоризонта была поставлена основная задача создания «всеракурсного» авиагоризонта на базе известного авиагоризонта с «обратной» индикацией угла крена за счет:

1. Сохранения привычного для опытных пилотов общего вида авиагоризонта, а также удобной и логичной «обратной» индикации крена как его основного конструктивного признака.

2. Обеспечения максимально простого и интуитивно понятного для пилота перехода от прямого к перевернутому полету, а также ускорения распознавания перевернутого расположения ЛА и упрощения выполнения различных маневров в перевернутом полете.

3. Обеспечения возможности мгновенного распознавания пространственного положения самолета на больших углах и угловых скоростях тангажа без необходимости считывания цифровой информации со шкалы тангажа.

Цель изобретения - повышение безопасности полетов, упрощение обучения пилотированию по приборам, уменьшение психоэмоциональной нагрузки на пилота при полете по приборам, уменьшение вероятности ошибочных действий пилота при выводе ЛА из сложного пространственного положения.

Для достижения поставленной цели в известный электронный авиагоризонт, содержащий систему индикации, включающую в себя экран, выполненный в возможностью отображения подвижных и неподвижных графических элементов и символов, по меньшей мере, один датчик пространственного положения летательного аппарата и средства вывода изображения, при этом конструктивное исполнение средств вывода изображения обеспечивает вывод на экран изображения авиагоризонта, содержащего шкалу крена и окно, в котором отображаются фоновое изображение со шкалой тангажа и маркер летательного аппарата, начертание маркера летательного аппарата представляет собой схематичное изображение летательного аппарата при виде сзади, фоновое изображение выполнено с возможностью перемещения в вертикальной плоскости относительно окна авиагоризонта и маркера летательного аппарата при изменении угла тангажа и имеет двухцветную контрастную окраску, соответствующую условным цветам неба и земли, а также цветовую границу, соответствующую линии горизонта, были включены следующие конструктивные признаки: цветовая граница фонового изображения соответствует условному горизонту в системе координат летательного аппарата, при этом при вращении летательного аппарата по крену направление вращения маркера летательного аппарата в системе координат летательного аппарата соответствует направлению вращения летательного аппарата в земной системе координат, система индикации и средства вывода изображения выполнены с возможностью функционирования в режимах отображения прямого и перевернутого полета, каждый из которых характеризуется собственной системой отсчета угла крена, при этом в системе координат летательного аппарата цветовая граница фонового изображения может соответствовать линии условного прямого горизонта либо линии условного перевернутого горизонта, а переход авиагоризонта из одного режима отображения в другой происходит автоматически при достижении летательным аппаратом в одном из режимов угла крена, близкого к 90 градусам и выражается в ускоренном синхронном повороте на 180 градусов относительно центра окна авиагоризонта видимой части фонового изображения и маркера летательного аппарата таким образом, что прямой полет с правым креном близким к 90 градусам в системе координат летательного аппарата начинает отображаться как перевернутый полет с левым креном близким к 90 градусам и наоборот.

Кроме того, конструктивное исполнение средств вывода изображения, при достижении летательным аппаратом угла крена, близкого к 90 градусам, обеспечивает визуализацию перехода между режимами отображения прямого и перевернутого полета посредством отображения на экране ускоренного вращения фонового изображения и маркера летательного аппарата, направление которого совпадает с направлением вращения летательного аппарата по крену.

Кроме того, фоновое изображение включает в себя совокупность широтных линий, соответствующих тем или иным целым значениям угла тангажа и выполненных в виде окружностей и дуг различной кривизны, зеркально отображенных по обе стороны от цветовой границы, при этом кривизна широтных линий при их наблюдении в окне авиагоризонта постепенно увеличивается по мере роста значения угла тангажа, таким образом, что при положительном или отрицательном угле тангажа, превышающем 80 градусов, в окне авиагоризонта полностью наблюдается, по меньшей мере, одна широтная линия, выполненная в виде концентрической окружности.

Кроме того, конструктивное исполнение средств вывода изображения обеспечивает фиксацию маркера летательного аппарата в положении нулевого угла крена при превышении порогового значения угла тангажа.

Кроме того, маркер летательного аппарата может быть выполнен с, по меньшей мере, одним неподвижным иди выпадающим окном, при этом в окне маркера ЛА отображается значение текущего угла крена.

Кроме того, изображение авиагоризонта дополнительно содержит маркер крена, расположенный над окном авиагоризонта, при этом шкала крена вынесена за пределы окна авиагоризонта и графически объединена с маркером летательного аппарата с возможностью совместного поворота на 180 градусов при переходе авиагоризонта из одного режима работы в другой.

Таким образом, благодаря введению в известную конструкцию электронного авиагоризонта с «обратной» индикацией угла крена новых конструктивных признаков, ускоряется и упрощается распознавание перевернутого положения летательного аппарата и управление им в перевернутом полете по тангажу и крену, упрощается распознавание направления вращения летательного аппарата по тангажу, вывод летательного аппарата из сложного пространственного положения, а также упрощается пилотирование при больших значениях угловой скорости тангажа и углах тангажа, вплоть до возможности выполнения фигур сложного и высшего пилотажа в приборном полете. Суммарным техническим результатом является упрощение обучения пилотированию и повышение безопасности полетов.

Суммарным техническим результатом является «интуитивность» и простота техники пилотирования по приборам.

Устройство, согласно изобретению, иллюстрируется чертежами, на которых обозначено:

На Фиг. 1 - Схема отсчета угла крена в известном авиагоризонте с «обратной» индикацией крена.

На Фиг. 2 - Схема отсчета угла крена в предложенном авиагоризонте, представленная в виде изображений прямого и перевернутого полета без крена.

На Фиг. 3 - Изображение предложенного авиагоризонта в прямом полете с правым креном 85 градусов перед переключением.

На Фиг. 4 - Изображение предложенного авиагоризонта в перевернутом полете с левым креном 85 градусов после переключения.

На Фиг. 5 - Изображение предложенного авиагоризонта в перевернутом полете с углом тангажа 65 градусов градусов на пикирование и левым креном 85 градусов перед переключением.

На Фиг. 6 - Изображение предложенного авиагоризонта в прямом полете с углом тангажа 65 градусов на пикирование и правым креном 85 градусов после переключения.

На фиг 7 - Изображение предложенного авиагоризонта в прямом полете с углом тангажа 87 градусов на кабрирование и нулевым креном до переключения.

На Фиг. 8 - Изображение предложенного авиагоризонта в перевернутом полете с углом тангажа 87 градусов на кабрирование после переключения.

На Фиг. 9 - Изображение предложенного авиагоризонта с маркером ЛА по П. 5 Формулы в прямом полете с правым креном 45 градусов.

На Фиг. 10 - Изображение предложенного авиагоризонта с маркером ЛА по П. 5 Формулы в перевернутом полете с левым креном 45 градусов.

На Фиг. 11 - Структурная схема предложенного авиагоризонта.

Устройство, согласно изобретению, содержит, по меньшей мере, один датчик пространственного положения (1), средства вывода изображения (2), экран (3), при этом изображение на экране (3) выполнено в виде авиагоризонта и включает в себя окно (4), с фоновым изображением (5), имеющим контрастную окраску с цветовой границей (6) и шкалой тангажа (7), маркер летательного аппарата (8), шкалу крена (9), маркер крена (10). При этом фоновое изображение (5) подвижно относительно окна (4) при изменении угла тангажа, маркер крена (10) неподвижно отображен в верхней части окна (4), а шкала крена (9) графически объединена с маркером ЛА (8), с возможностью поворота относительно центра окна (4) при изменении угла крена.

Кроме того, фоновое изображение (5) может быть выполнено с широтными линиями (11). Кроме того, маркер летательного аппарата может содержать выпадающие окна (12). Устройство, согласно изобретению, работает следующим образом:

Работа предложенного прибора рассматривается применительно к маневренному самолету.

В обычном полете, при котором значения угла крена не превышают 90 градусов, а угла тангажа - 25 градусов, полностью аналогична известному авиагоризонту АГБ 3 с «обратной» индикацией угла крена, изображенному на Фиг. 1. Данный режим полета отображен на Фиг. 3 и правом изображении на Фиг 2. Отличия, характеризующие работу предложенного устройства, могут быть рассмотрены на примере следующих случаев:

1. При возникновении в полете угла крена более 90 градусов, происходит автоматическое переключение авиагоризонта в режим отображения перевернутого полета, выражающееся в быстром, но различимом пилотом переворачивании фонового изображения (5) и маркера ЛА (8) на 180 градусов относительно центра окна (4). При этом, поскольку при переключении авиагоризонта происходит смена системы отчета угла крена, прямой полет с правым креном 90 градусов превращается в перевернутый полет с левым креном 90 градусов и наоборот. Данные режимы полета отображены на Фиг. 3 и 4, а схема «двойного» отсчета угла крена изображена на Фиг. 2.

Важно отметить, что при смене системы отсчета угла крена не происходит инверсии в отклике маркера ЛА (8) на отклонение ручки управления в поперечном канале и одновременно исключается инверсия в отклике фонового изображения (5) на отклонение ручки управления в продольном канале, выгодно отличает предложенный электронный авиагоризонт от известного аналога.

Кроме того, «опрокидывание» авиагоризонта обеспечивает несколько дополнительных преимуществ по сравнению с известным электронным авиагоризонтом с «обратной» индикацией крена:

а. Ввиду наличия в предложенном авиагоризонте двух систем отсчета угла крена, максимальный отображаемый предложенным авиагоризонтом крен равен 90 градусам, что более логично и удобно для понимания, чем «виртуальный» крен в 180 градусов, возникающей при единственной системе отсчета угла крена в известном авиагоризонте.

б. При случайном возникновении порогового крена «переворачивание» авиагоризонта предупреждает пилота об опасном с точки зрения возможной потери высоты пространственном положении самолета, тем более, что мнемонически опрокидывание авиагоризонта соответствует опрокидыванию судна после достижения им критического угла крена. Естественной реакцией пилота в данном случае становится движение ручкой управления против направления опрокидывания авиагоризонта, что в большинстве случаев полезно, поскольку позволяет, как минимум, уменьшить угол крена и устранить предпосылки к резкой потере высоты.

в. При выполнении пилотажа «переворачивание» авиагоризонта структурно отделяет фазы прямого полета от фаз перевернутого, что способствует формированию в сознании пилота более точного образа полета.

2. При возникновении в полете угла тангажа более 30 градусов, при котором цветовая граница

(6) фонового изображения (5) уходит за пределы окна (4), работа предложенного прибора отличается от известного тем, что наличие на фоновом изображение (5) широтных линий (11), их кривизна, видимая в окне (4) увеличивается по мере роста угла тангажа, таким образом, что наибольшим целым значениям угла тангажа соответствует, по меньшей мере, одна окружность, полностью видимая в окне (4) при полете на вертикали.

Технический результат в данном случае заключается в возможности достаточно точной оценки пространственного положения ЛА без необходимости считывания углов тангажа со шкалы тангажа (7), что особенно сложно при значительной угловой скорости тангажа, которая в управляемом полете всегда сопровождается значительной вертикальной перегрузкой.

3. В процессе выполнения полупетли при угле тангажа 90 градусов на кабрирование маркер ЛА (8) не переворачивается при выходе на вертикаль, так как конструктивное исполнение средств отображения обеспечивает фиксацию маркера ЛА (8) в положении нулевого крена при выходе на пороговый угол тангажа на кабрирование около 85 градусов, а при переходе авиагоризонта в режим отображения перевернутого полета нулевому крену соответствует тоже самое прямое относительно системы координат ЛА положение маркера ЛА (8), так что положение маркера ЛА (8) не меняется при его «разблокировании» в процессе уменьшения угла тангажа. Данные режимы полета изображены на Фиг. 7 и 8.

Далее, по мере уменьшения угла тангажа, цветовая граница (6) выходит в окно (4) сверху, что соответствует логике работы «прямого» авиагоризонта и изображено справа на Фиг. 2.

Кроме того, шкала тангажа (7) выполненная на фоновом изображении при переходе самолета через вертикаль не останавливается, а продолжает движение в исходном направлении, что дополнительно повышает комфортность пилотирования.

4. При возникновении в перевернутом полете с углом тангажа более 60 градусов, угла крена более 90 градусов, также происходит автоматическое переключение авиагоризонта в режим отображения прямого полета, выражающееся в быстром, но различимом пилотом переворачивании фонового изображения (5) и маркера ЛА (8), на 180 градусов, при этом поскольку «опрокидывание» фонового изображения (5) происходит относительно центра окна (4), картинка авиагоризонта сохраняет свой общий вид, ситуационная осведомленность пилота не ухудшается и сложившийся в сознании пилота образ полета не разрушается, что изображено на Фиг. 5 и 6.

Кроме того, при графическом объединении маркера ЛА (8) и шкалы крена (9) «переворачивание» обеспечивает возможность использования единственного маркера крена (10) для прямого и перевернутого полета, что дополнительно упрощает отсчет углов крена в перевернутом полете.

Кроме того, при выполнении изображения маркера ЛА (8) по П. 5 Формулы, шкала крена (9) и маркер крена (10) авиагоризонта могут быть дополнены или даже полностью заменены выпадающими окнами (12), обеспечивающими цифровое отображение текущей величины крена, что показано на Фиг. 9 и 10.

Таким образом, благодаря введению в известную конструкцию электронного авиагоризонта с «обратной» индикацией угла крена новых конструктивных признаков, ускоряется и упрощается распознавание перевернутого положения летательного аппарата и управление им в перевернутом полете по тангажу и крену, упрощается распознавание направления вращения летательного аппарата по тангажу, вывод летательного аппарата из сложного пространственного положения, а также упрощается пилотирование при больших значениях угловой скорости тангажа и углах тангажа, вплоть до возможности выполнения фигур сложного и высшего пилотажа в приборном полете. Суммарным техническим результатом является упрощение обучения пилотированию и повышение безопасности полетов.

1. Электронный авиагоризонт, содержащий систему индикации, включающую в себя экран, выполненный в возможностью отображения подвижных и неподвижных графических элементов и символов, по меньшей мере один датчик пространственного положения летательного аппарата и средства вывода изображения, при этом конструктивное исполнение средств вывода изображения обеспечивает вывод на экран изображения авиагоризонта, содержащего шкалу крена и окно, в котором отображаются фоновое изображение со шкалой тангажа и маркер летательного аппарата, начертание маркера летательного аппарата представляет собой схематичное изображение летательного аппарата при виде сзади, фоновое изображение выполнено с возможностью перемещения в вертикальной плоскости относительно окна авиагоризонта и маркера летательного аппарата при изменении угла тангажа и имеет двухцветную контрастную окраску, соответствующую условным цветам неба и земли, а также цветовую границу, соответствующую линии горизонта, отличающийся тем, что цветовая граница фонового изображения соответствует условному горизонту в системе координат летательного аппарата, при этом при вращении летательного аппарата по крену направление вращения маркера летательного аппарата в системе координат летательного аппарата соответствует направлению вращения летательного аппарата в земной системе координат, система индикации и средства вывода изображения выполнены с возможностью функционирования в режимах отображения прямого и перевернутого полета, каждый из которых характеризуется собственной системой отсчета угла крена, при этом в системе координат летательного аппарата цветовая граница фонового изображения может соответствовать линии условного прямого горизонта либо линии условного перевернутого горизонта, а переход авиагоризонта из одного режима отображения в другой происходит автоматически при достижении летательным аппаратом в одном из режимов угла крена, близкого к 90 градусам, и выражается в ускоренном синхронном повороте на 180 градусов относительно центра окна авиагоризонта видимой части фонового изображения и маркера летательного аппарата таким образом, что прямой полет с правым креном, близким к 90 градусам, в системе координат летательного аппарата начинает отображаться как перевернутый полет с левым креном, близким к 90 градусам, и наоборот.

2. Электронный авиагоризонт по п.1, отличающийся тем, что фоновое изображение представляет собой вид из центра на внутреннюю поверхность сферы с нанесенными на нее широтными линиями, соответствующими тем или иным целым значениям угла тангажа, при этом верхняя и нижняя полусферы имеют контрастную окраску, цветовая граница соответствует экватору сферы, а кривизна широтных линий при их наблюдении в окне авиагоризонта постепенно увеличивается по мере роста значения угла тангажа таким образом, что при положительном или отрицательном угле тангажа, превышающем 80 градусов, по меньшей мере одна широтная линия наблюдается в окне авиагоризонта в виде окружности.

3. Электронный авиагоризонт по п.1, отличающийся тем, что конструктивное исполнение средств отображения при достижении летательным аппаратом угла крена, близкого к 90 градусам, обеспечивает визуализацию перехода между режимами отображения посредством отображения на экране ускоренного вращения фонового изображения и маркера летательного аппарата, направление которого совпадает с направлением вращения летательного аппарата по крену.

4. Электронный авиагоризонт по п.1, отличающийся тем, что конструктивное исполнение средств вывода изображения обеспечивает фиксацию маркера летательного аппарата в положении нулевого угла крена при превышении порогового значения угла тангажа.

5. Электронный авиагоризонт по п.1, отличающийся тем, что маркер летательного аппарата может быть выполнен с по меньшей мере одним фиксированным или выпадающим окном, при этом в окне маркера летательного аппарата отображается значение текущего угла крена.

6. Электронный авиагоризонт по п.1, отличающийся тем, что изображение авиагоризонта дополнительно содержит маркер крена, расположенный над окном авиагоризонта, при этом шкала крена вынесена за пределы окна авиагоризонта и графически объединена с маркером летательного аппарата с возможностью совместного поворота на 180 градусов при переходе авиагоризонта из одного режима работы в другой.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может найти применение в системах навигации автотранспортных средств. Технический результат – расширение функциональных возможностей на основе повышения качества навигации транспортного средства и улучшения информационного обслуживания пользователей, использующих навигационные программы и устройства.

Группа изобретений относится к способу управления транспортным средством в системе управления движением транспортных средств и транспортному средству. Для управления транспортным средством принимают проекцию от генератора сетки, генерируют навигационный выходной сигнал и передают его в систему управления движением транспортных средств, от которой принимают план управления движением, выполняют план движения.

Изобретение относится к области измерительной техники и, в частности, относится к способу обновления углового положения сельскохозяйственной машины, основанному на девятиосевом датчике на основе МЭМС.

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может быть применено в интегрированных системах, использующих информацию с зашумленным сигналом, в частности от спутниковой навигационной системы (СНС), и обеспечивающих целостность навигационной информации системы.
Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может найти применение в системах измерения и индикации пилотирования летательных аппаратов (ЛА) в случае отказа основных пилотажно-навигационных систем.

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может быть применено в интегрированных системах, использующих информацию с зашумленным сигналом, в частности, от спутниковой навигационной системы (СНС) и обеспечивающих целостность навигационной информации системы.

Изобретение относится к оборонной технике, в частности к методам проведения испытаний навигационной аппаратуры, устанавливаемой на шасси наземных транспортных средств.

Данное техническое решение относится, в общем, к вычислительным системам и способам, а в частности к системам и способам навигации подвижных объектов с использованием трехмерных датчиков.

Изобретение относится к области навигации и топопривязки, в частности к способам спутниковой навигации и контроля качества навигационных полей космических навигационных систем ГЛОНАСС и GPS, формирования корректирующей информации и анализа ее качества.

Изобретение относится к измерительной технике, а именно к способам коррекции угловых параметров, определяемых системой топопривязки и навигации наземного транспортного средства, для их учета в процессе проведения топогеодезических измерений.

Изобретение относится к области устройств для определения координат местоположения наземного транспортного средства, в частности к одометрическим системам навигации, и может быть применено для осуществления сухопутной навигации многоосных подвижных объектов. Одометрическая система навигации отличается от аналогов датчиком линейного перемещения, корпус которого прикреплен к кузову транспортного средства, ползунок датчика линейного перемещения жестко соединен с валом колеса транспортного средства, выход датчика линейного перемещения соединен с входом вычислительного устройства. Благодаря этому, при движении многоосного транспортного средства по местности, имеющей неровности, высота которых не превышает хода амортизаторов подвески, и расстояние между которыми меньше его колесной базы (микрорельеф), будет обеспечиваться компенсация погрешности измерения горизонтальной составляющей пройденного пути наземным транспортным средством, обусловленной микрорельефом местности. Технический результат - повышение точности измерения горизонтальной составляющей пройденного наземным транспортным средством пути. 2 ил.

Изобретение относится к способу управления движением летательного аппарата. Для управления движением летательного аппарата производят предполетную подготовку с использованием математической модели летательного аппарата и формируют программную траекторию движения летательного аппарата по опорным точкам определенным образом, в процессе полета восстанавливают траекторию движения летательного аппарата плавным переходом между опорными точками, управление движением летательного аппарата в полете осуществляют при помощи метода пропорционального сближения, при необходимости, с учетом динамической коррекции программной траектории движения летательного аппарата определенным образом. Обеспечивается повышение точности вычисления траектории летательного аппарата средствами бортовой системы управления. 1 ил.

Изобретение относится к технологии оценки условий дорожного трафика. Технический результат заключается в повышении точности определения дорожного трафика. Предлагается способ определения параметра ошибки в расчете пользовательского трафика, параметр связан с расчетными условиями дорожного трафика, которые предоставляются в электронном виде пользователю электронного устройства с помощью навигационного приложения. Способ включает этапы: в первый момент времени, получение электронным устройством от сервера рассчитанного времени поездки для дорожного сегмента; в ответ на то, что устройство приближается к дорожному сегменту, отображение созданных приложением условий дорожного трафика для дорожного сегмента; в ответ на то, что устройство покидает дорожный сегмент, определение сведений устройства, которые указывают на ожидаемое время поездки пользователем при приближении устройства к дорожному сегменту и фактическое время поездки; и передача от устройства сведений на сервер для настройки алгоритма прогнозирования трафика на основе параметра ошибки в расчете пользовательского трафика. 3 н. и 16 з.п. ф-лы, 11 ил.

Группа изобретений относится к системам управления движением транспортных средств и способу генерирования информации плана движения транспортных средств в зоне движения или парковки. Система в первом варианте исполнения содержит набор генераторов сетки в зоне движения или парковки, транспортное средство с детекторным модулем, модуль данных и модуль управления. Система во втором варианте содержит линию связи, модуль управления, модуль данных, модуль генератора плана. Для генерирования информации плана для транспортных средств проецируют в пространство генераторами сетки набор линий, задающих навигационную сетку определенным образом, обнаруживают с помощью детекторного модуля местоположение транспортного средства внутри сетки, генерируют информацию плана, включающего информацию для управления движением или удержания транспортного средства, информацию о транспортном средстве и информацию, относящуюся к физическим характеристикам зоны движения или парковки. Обеспечивается автоматизация и точное руководство для управления движением транспортных средств в зоне, имеющей набор транспортных средств. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 7 ил.

Настоящее изобретение касается авиационного приборостроения, а именно электронного оборудования кабины пилота, используемого для определения пространственного положения летательного аппарата. Электронный авиагоризонт содержит систему индикации, включающую в себя экран, по меньшей мере один датчик пространственного положения летательного аппарата и средства вывода изображения. При этом конструктивное исполнение средств вывода изображения обеспечивает вывод на экран изображения авиагоризонта, содержащего шкалу крена и окно, в котором отображаются фоновое изображение со шкалой тангажа и маркер летательного аппарата, начертание маркера летательного аппарата представляет собой схематичное изображение летательного аппарата при виде сзади, фоновое изображение выполнено с возможностью перемещения в вертикальной плоскости относительно окна авиагоризонта и маркера летательного аппарата при изменении угла тангажа и имеет двухцветную контрастную окраску, соответствующую условным цветам неба и земли, а также цветовую границу, соответствующую линии горизонта. В предложенном электронном авиагоризонте цветовая граница фонового изображения соответствует условному горизонту в системе координат летательного аппарата, при вращении летательного аппарата по крену направление вращения маркера летательного аппарата в системе координат летательного аппарата соответствует направлению вращения летательного аппарата в земной системе координат. Система индикации и средства вывода изображения выполнены с возможностью функционирования в режимах отображения прямого и перевернутого полета, каждый из которых характеризуется собственной системой отсчета угла крена, при этом в системе координат летательного аппарата цветовая граница фонового изображения может соответствовать линии условного прямого горизонта либо линии условного перевернутого горизонта, а переход авиагоризонта из одного режима отображения в другой происходит автоматически при достижении летательным аппаратом в одном из режимов угла крена, близкого к 90 градусам, и выражается в ускоренном синхронном повороте на 180 градусов относительно центра окна авиагоризонта видимой части фонового изображения и маркера летательного аппарата таким образом, что прямой полет с правым креном, близким к 90 градусам, в системе координат летательного аппарата начинает отображаться как перевернутый полет с левым креном, близким к 90 градусам, и наоборот. Техническим результатом является повышение безопасности полетов и упрощение обучения пилотированию. 5 з.п. ф-лы, 11 ил.

Наверх