RU2343528C1 - Способ и система для уклонения от столкновений для летательного аппарата - Google Patents
Способ и система для уклонения от столкновений для летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2343528C1 RU2343528C1 RU2007116814/28A RU2007116814A RU2343528C1 RU 2343528 C1 RU2343528 C1 RU 2343528C1 RU 2007116814/28 A RU2007116814/28 A RU 2007116814/28A RU 2007116814 A RU2007116814 A RU 2007116814A RU 2343528 C1 RU2343528 C1 RU 2343528C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- evasion
- alarm
- aircraft
- mode
- presets
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G08—SIGNALLING
- G08G—TRAFFIC CONTROL SYSTEMS
- G08G5/00—Traffic control systems for aircraft, e.g. air-traffic control [ATC]
- G08G5/04—Anti-collision systems
- G08G5/045—Navigation or guidance aids, e.g. determination of anti-collision manoeuvers
-
- G—PHYSICS
- G08—SIGNALLING
- G08G—TRAFFIC CONTROL SYSTEMS
- G08G5/00—Traffic control systems for aircraft, e.g. air-traffic control [ATC]
- G08G5/0017—Arrangements for implementing traffic-related aircraft activities, e.g. arrangements for generating, displaying, acquiring or managing traffic information
- G08G5/0021—Arrangements for implementing traffic-related aircraft activities, e.g. arrangements for generating, displaying, acquiring or managing traffic information located in the aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
- Variable-Direction Aerials And Aerial Arrays (AREA)
- Mobile Radio Communication Systems (AREA)
- Radio Relay Systems (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в системах безопасности пилотирования летательных аппаратов. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для достижения данного результата система (1) уклонения содержит систему (3) предупреждения столкновений. Вычислительные средства (4) для автоматического определения степени уклонения после сигнала тревоги на основании информации уклонения, полученной из системы (3) и систем (6, 21) обеспечения предупреждения уклонения, помогав избежать столкновения летательных аппаратов. 4 н. и 41 з.п. ф-лы, 9 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к способу и системе для уклонения от столкновений для летательного аппарата, в частности транспортного самолета.
Более конкретно, изобретение относится к системе уклонения от столкновений, содержащей систему предупреждения столкновений, способную
- обнаружить риск столкновения с другим летательным аппаратом, далее именуемым летательный аппарат-нарушитель (т.е. летательный аппарат, который вторгается в пространство, находящееся близко к текущему положению рассматриваемого летательного аппарата), и
- при таком обнаружении выдать сигнал тревоги и определить информацию уклонения, которые будут описаны далее.
Маневр уклонения от летательного аппарата-нарушителя представляет собой сложный маневр, при котором экипаж должен уклониться от траектории летательного аппарата-нарушителя, сохраняя при этом управление собственным летательным аппаратом и траекторию его полета. При выполнении такого маневра возникают, в частности, две проблемы:
- пилот посылает летательный аппарат до предела или за пределы диапазонов своего полетного режима. Это вызывает добавление к первоначальному сигналу других сигналов тревоги;
- пилот выходит из своего плана полета для выполнения этого уклонения. При этом он рискует пересечь траекторию третьего летательного аппарата. В результате часто нарушается воздушное движение, в частности, в зонах подхода к большим аэропортам.
Известно, что система предупреждения столкновений, в частности система типа БСПС (Система предупреждения столкновений в воздухе, TCAS), позволяет контролировать траектории летательных аппаратов вблизи рассматриваемого летательного аппарата и представлять их соответствующие положения на экране, например навигационном дисплее (НД).
Эта система предупреждения столкновений основана на обмене информацией с помощью ответчиков. С помощью обмена данными высоты и расстояния, осуществляемого, например, ежесекундно, система предупреждения столкновений вычисляет траекторию любого летательного аппарата-нарушителя. Затем она оценивает потенциальную опасность и вычисляет соответствующий маневр для ее предупреждения. Этот маневр выполняется исключительно в вертикальной плоскости.
Летательные аппараты-нарушители обычно классифицируют по нескольким категориям в зависимости от их близости. При этом различают следующие сигналы предупреждения или тревоги:
- консультативное сообщение, позволяющее послать сигнал машинам, находящимся в пределах 25-40 секунд от данного летательного аппарата. Пилот должен следить за развитием траекторий этих машин, но на него не возлагается ни маневр, ни ограничение; и
- установленный сигнал тревоги или предупреждения (далее именуемый как сигнал тревоги) (консультативное сообщение по разрешению ситуации), который предупреждает о близкой опасности (менее 25 секунд). На основании данных, относящихся к этим двум летательным аппаратам (высота, расстояние и скорость), система предупреждения столкновений может выработать два возможных маневра:
- первый маневр, связанный с предупредительным сигналом, заключается в сохранении текущей траектории;
- второй маневр, связанный с корректирующим сигналом, заключается в выполнении подъема или снижения со скоростью, определенной системой предупреждения столкновений, до тех пор, пока не исчезнет опасность. Этот маневр выполняется исключительно в вертикальной плоскости.
При установленном сигнале тревоги или предупреждения типа консультативного сообщения по разрешению ситуации, обычно на шкале вертикальной скорости основного пилотажного экрана летательного аппарата представляется конкретный индикатор. На этой шкале отображены две зоны:
- красная зона, представляющая запретную зону вертикальной скорости, и
- зеленая зона, в которую пилот должен привести вертикальную скорость летательного аппарата, чтобы уклониться от летательного аппарата-нарушителя.
В случае корректирующего сигнала пилот должен соответствующим образом отключить автопилот и выполнить маневр уклонения вручную. Для этого он должен сдвинуть ручку управления для размещения вертикальной скорости в упомянутой безопасной зеленой зоне. На практике пилоты должны выдержать предельную вертикальную скорость между красной зоной и зеленой зоной.
Однако опыт показывает, что удерживание предварительной установки вертикальной скорости не является интуитивным для пилота. В частности, вертикальная скорость не является основным пилотажным параметром, таким как, например, высота полета или воздушная скорость. Поэтому у пилотов существует тенденция к превышению этой предварительной установки, что может привести к следующим последствиям:
- сильно изменить показатель нагрузки, что нарушает комфорт и безопасность пассажиров;
- резко изменить скорость и угол наклона, что вызывает риск выхода из диапазона режимов полета; и
- вызвать существенное отклонение траектории от первоначальной траектории, что приводит к нарушению воздушного движения в зонах плотного движения.
В соответствии с известным решением этих проблем на основном пилотажном экране отображается заданная предварительная установка уклонения, выраженная в показателях высоты. Для этого заданную предварительную установку вертикальной скорости преобразуют в значение высоты, которое легче контролировать пилоту. Это представление известно как «метки тангажа».
Однако ручное уклонение, выполняемое в данном случае, остается очень динамичным и не решает всех проблем, упомянутых выше (в частности, потому что показания тангажа или высоты вычисляют с относительно большим усилением, чтобы вынудить пилота выполнить быстрый маневр уклонения).
В основу настоящего изобретения положена задача устранения перечисленных выше недостатков. Изобретение относится к способу уклонения от столкновений, позволяющему устранить, при выполнении в процессе полета уклонения от летательного аппарата-нарушителя, резкие изменения коэффициента нагрузки посредством осуществления оптимального маневра и точного регулирования с обратной связью значения в отношении соответствующей предварительной установки.
Поставленную задачу позволяет решить способ уклонения от столкновений для летательного аппарата, содержащего систему предупреждения столкновений, способную
обнаружить риск столкновения, по меньшей мере, с одним летательным аппаратом-нарушителем и
при таком обнаружении выдать сигнал тревоги (т.е. корректирующий сигнал или предупредительный сигнал, описанные выше) и определить информацию уклонения,
отличающийся тем, что при выдаче сигнала тревоги
а) по меньшей мере, предварительные установки уклонения, позволяющие избежать любого столкновения при их применении к воздушному судну, определяются автоматически на основании соответствующей информации уклонения; для этого первые предварительные установки, выраженные в показателях вертикальной скорости и позволяющие избежать столкновения, определяются на основании упомянутой информации уклонения, и
b) эти предварительные установки уклонения передаются автоматически, по меньшей мере, одному средству обеспечения уклонения.
Предпочтительно, на этапе а) первые предварительные установки преобразуются в соответствующие предварительные установки, выраженные в показателях коэффициента нагрузки, чтобы сформировать предварительные установки уклонения. Предпочтительно, для преобразования первых предварительных установок, выраженных в показателях вертикальной скорости, в предварительные установки уклонения, выраженные в показателях коэффициента нагрузки, используют следующее выражение:
NZcom=K.(VZcurrent - VZtarget),
где NZcom - значение заданного коэффициента нагрузки, используемое для управления летательным аппаратом,
VZcurrent - величина текущей вертикальной скорости летательного аппарата,
VZtarget - величина целевой вертикальной скорости, и
К - переменная, зависящая от текущей скорости летательного аппарата.
Кроме того, в первом варианте первые предварительные установки определяются таким образом, чтобы они были как можно ближе к нулевой вертикальной скорости и, в то же время, соответствовали информации уклонения, и
во втором варианте первые предварительные установки определяются таким образом, чтобы минимизировать расхождение между траекторией уклонения летательного аппарата и исходной траекторией (до сигнала тревоги).
В первом варианте на этапе b) предварительные установки уклонения передаются автоматически в устройство автоматического управления летательного аппарата, способное реализовать режим управления, позволяющий вести летательный аппарат автоматически в соответствии с полученными предварительными установками уклонения, когда включен автопилот и запущен упомянутый режим управления.
Таким образом, устройство автоматического управления позволяет решить упомянутые выше проблемы, обусловленные ручным уклонением, выполняемым непосредственно пилотом. В частности, изобретение позволяет избежать резких изменений коэффициента нагрузки благодаря выполнению оптимального маневра и точного регулирования с обратной связью в отношении предварительной установки. Это повышает комфорт пассажиров, создает более высокий уровень безопасности для диапазона режимов полета, уменьшает отклонение от заданной высоты и тем самым уменьшает нарушения воздушного движения.
Известно, что устройство автоматического управления обеспечивает отличное исполнение всех захватов и всех поддержаний предварительных установок, а также лучшую воспроизводимость, чем пилоты. Также, маневр, выполняемый устройством автоматического управления, более комфортабелен и ближе к предварительной установке, чем маневр, выполняемый пилотом вручную.
Кроме того, автоматический маневр позволяет освободить пилота от задачи пилотирования (маневра уклонения), которая до сих пор выполнялась им вручную, и тем самым оставляет ему больше времени для идентификации одного или большего числа летательных аппаратов-нарушителей в этой весьма стрессовой ситуации.
Следует отметить, что в рамках настоящего изобретения
- установленный сигнал тревоги или предупреждения упомянутого выше типа «консультативное сообщение по разрешению ситуации» называется «сигнал тревоги». Такой сигнал тревоги может быть предупредительным или корректирующим, и
- если существует причина для различения этих двух видов сигнала тревоги, вид сигнала указывается специально.
В первом варианте при выдаче сигнала тревоги, если автопилот был задействован ранее,
- отображается сообщение, предупреждающее пилота о сигнале тревоги, и
- запускается режим управления (осуществляемый устройством автоматического управления), когда пилот активизирует пусковое средство, предусмотренное для этой цели.
Кроме того, во втором предпочтительном варианте при выдаче сигнала тревоги, если был ранее задействован автопилот, режим управления запускается автоматически при выдаче сигнала тревоги. Это позволяет освободить пилота от этой операции и всей процедуры уклонения. В этом случае предпочтительно пилот может остановить режим управления путем включения средства, предназначенного для этой цели.
Кроме того, предпочтительно
- в первом варианте при выдаче сигнала тревоги, если автопилот не задействован, режим управления запускается автоматически, когда пилот задействует автопилот, и
- во втором варианте, если автопилот не задействован, его задействуют автоматически, и режим управления запускается автоматически при выдаче сигнала тревоги.
Более того, предпочтительно, в случае замены корректирующего сигнала предупредительным сигналом ранее запущенный режим управления остается рабочим.
Кроме того, в конкретном варианте осуществления ранее запущенный режим управления останавливается автоматически, когда возникает одна из следующих ситуаций:
- пилот прекращает задействовать автопилот,
- пилот запускает другой режим управления,
- система предупреждения столкновений выдает сигнал «окончание тревоги».
Как вариант или дополнение первого варианта осуществления (в котором средство обеспечения уклонения содержит устройство автоматического управления) во втором варианте осуществления на этапе b) предварительные установки уклонения передаются автоматически командно-пилотажному прибору, который реализует режим отображения, позволяющий отображать информацию, представляющую упомянутые предварительные установки уклонения, когда он задействован и когда запущен режим отображения. Предпочтительно, упомянутая информация представляет предварительные установки коэффициента нагрузки.
Если второй вариант осуществления используется как модификация первого варианта, пилоту предоставляется информация, позволяющая ему выполнить ручное уклонение, следуя отображаемым предварительным установкам пилотирования.
Конечно, второй вариант можно также использовать в качестве дополнения к первому варианту. В этом случае маневр уклонения выполняется автоматически с помощью устройства автоматического управления, но пилот может контролировать его и в любой момент принять решение выполнить этот маневр вручную, в то же время пользуясь непрерывностью отображения на командно-пилотажном приборе при этом изменении режима пилотирования.
Различные режимы запуска режима отображения, реализуемые командно-пилотажным прибором, можно выполнить аналогично описанному выше режиму управления, осуществляемому устройством автоматического управления.
Следует отметить, что когда пилот прекращает задействовать автопилот, происходит выход из ранее запущенного режима управления, и режим отображения на командно-пилотажном приборе запускают или поддерживают включенным, если он уже был запущен.
Предпочтительно, при выдаче предупредительного сигнала
- при нахождении изначально в режиме управления, способном изменять вертикальную скорость летательного аппарата, задействуют режим поддержания вертикальной скорости, направляющий к текущей вертикальной скорости летательного аппарата,
- при нахождении изначально в режиме управления, гарантирующем постоянную вертикальную скорость, поддерживают этот режим управления.
Более того, предпочтительно, при выдаче корректирующего сигнала задействуют специальный режим управления, направляющий к целевой величине вертикальной скорости.
Кроме того, предпочтительно, при выдаче сигнала тревоги
- при нахождении изначально в режиме поперечного управления поддерживают этот режим поперечного управления, и
- при не включенном изначально режиме поперечного управления задействуют режим для поддержания текущего направления.
Кроме того, предпочтительно, при выдаче сигнала тревоги задействуют систему автоматического управления тягой двигателей летательного аппарата в режиме поддержания скорости, независимо от исходного состояния системы автоматического управления тягой.
Кроме того, предпочтительно, при выдаче предупредительного сигнала для выхода из маневра уклонения, когда система предупреждения столкновений выдает сигнал «окончание тревоги», поддерживаются режимы управления, используемые при этом маневре уклонения.
Предпочтительно, при выдачи корректирующего сигнала для выхода из маневра уклонения, когда система предупреждения столкновений выдает сигнал «окончание тревоги», задействуют режим, позволяющий возвратиться на исходную траекторию. Для этого, предпочтительно,
- в продольном направлении задействуют режим поддержания вертикальной скорости и задействуют режим захвата высоты, чтобы захватить целевую высоту, когда летательный аппарат достигает ее, чтобы возвратиться на исходную траекторию, и
- в поперечном направлении поддерживают текущий режим управления.
Кроме того, предпочтительно, при изменении сигнала тревоги в ходе маневра уклонения этот маневр инициализируется снова.
Предпочтительно, при выдаче предупредительного сигнала, если задействован режим захвата высоты, его поддерживают задействованным.
Кроме того, предпочтительно, при выдаче корректирующего сигнала, если задействован режим захвата высоты, то
- если заранее определенное значение «0 фут/мин» не находится в запретной области вертикальной скорости, режим захвата высоты поддерживают включенным,
- в противном случае его отключают.
Кроме того, предпочтительно, при выдаче предупредительного сигнала режим уклонения представляют пилоту как задействованный, и это делается в соответствии с первым конкретным представлением.
Предпочтительно, при выдаче корректирующего сигнала режим уклонения представляют пилоту как задействованный, и это делается в соответствии со вторым конкретным представлением.
Настоящее изобретение также относится к системе уклонения для летательного аппарата, в частности гражданского транспортного самолета.
В соответствии с изобретением предложена система уклонения, содержащая систему предупреждения столкновений, способную
- обнаружить риск столкновения, по меньшей мере, с одним летательным аппаратом-нарушителем и
- при таком обнаружении выдать сигнал тревоги и определить информацию уклонения,
отличающаяся тем, что она дополнительно содержит
- вычислительные средства (предпочтительно являющиеся частью автопилота) для автоматического определения при выдачи сигнала тревоги на основании информации уклонения, полученной от системы предупреждения столкновений, по меньшей мере, предварительных установок уклонения, которые позволяют избежать любого столкновения при их применении к летательному аппарату, причем упомянутые вычислительные средства содержат средство для определения на основании информации уклонения первых предварительных установок, выраженных в показателях вертикальной скорости и позволяющих избежать столкновения, и
- по меньшей мере, одно средство обеспечения уклонения, подключенное к вычислительным средствам.
Предпочтительно, упомянутые вычислительные средства дополнительно содержат средство для преобразования этих первых предварительных установок в соответствующие предварительные установки, выраженные в показателях коэффициента нагрузки, для формирования упомянутых предварительных установок уклонения.
В одном конкретном варианте система уклонения содержит средство отображения, предназначенное для отображения при выдаче сигнала тревоги, сообщения, предупреждающего пилота о сигнале тревоги.
В первом варианте осуществления упомянутое средство обеспечения уклонения содержит устройство автоматического управления, способное реализовать режим управления, позволяющий вести летательный аппарат автоматически в соответствии с предварительными установками уклонения, полученными от упомянутых вычислительных средств.
В этом случае, предпочтительно, система уклонения может дополнительно содержать пусковое средство, активизируемое пилотом и позволяющее при его активизации запустить режим управления, осуществляемый устройством автоматического управления.
Во втором варианте средство обеспечения уклонения содержит командно-пилотажный прибор, реализующий режим отображения, позволяющий отображать информацию, представляющую предварительные установки уклонения, полученные от вычислительных средств.
В этом случае, предпочтительно, система уклонения может дополнительно содержать пусковое средство, активизируемое пилотом и позволяющее при его активизации запустить режим отображения, осуществляемый командно-пилотажным прибором.
Прилагаемые чертежи поясняют, как можно реализовать настоящее изобретение. Аналогичные элементы обозначены на чертежах одинаковыми ссылочными номерами.
Фиг.1 - схема системы уклонения в соответствии с настоящим изобретением.
Фиг.2 - схема маневра уклонения.
Фиг.3 и 4 - два графика, иллюстрирующие маневр уклонения в соответствии с настоящим изобретением в двух различных ситуациях.
Фиг.5А - график, а Фиг.5 В - соответствующее контрольное средство отображения, иллюстрирующие конкретные характеристики уклонения.
Фиг.6А и 6В, 7А и 7В, 8А и 8В, 9А и 9В (или 9С) подобны Фиг.5А и 5В, но относятся к другим примерам маневра уклонения.
Система 1 в соответствии с настоящим изобретением, схематически представленная на фиг.1, находится на борту летательного аппарата А, в частности транспортного самолета, и предназначена для выполнения уклонения при полете от летательного аппарата-нарушителя 2, как показано на фиг.2.
Для выполнения такого уклонения при полете система 1 уклонения содержит стандартную систему 3 предупреждения столкновений, в частности типа БСПС (бортовая система предупреждения столкновений в воздухе, TCAS), которая контролирует траектории различных летательных аппаратов 2 вблизи летательного аппарата А (на борту которого она находится) и которая способна
- обнаружить риск столкновения, по меньшей мере, с одним летательным аппаратом-нарушителем 2 и
- при этом обнаружении выдать сигнал тревоги (корректирующий или предупредительный) и определить информацию уклонения, описанную ниже.
Такой сигнал тревоги выдается, когда летательный аппарат-нарушитель 2 находится на заданном расстоянии D (обычно выраженном в показателях длительности полета) от летательного аппарата А. Маневр уклонения заключается в следующем:
- в случае предупредительного сигнала поддерживают текущую вертикальную скорость и
- в случае корректирующего сигнала выполняют подъем (или снижение) летательного аппарата А с заданной скоростью до тех пор, пока не исчезнет опасность.
Этот маневр выполняется, в частности, в вертикальной плоскости, как будет описано далее, между положением Р1 начала маневра уклонения и положением Р2 конца маневра уклонения, следуя по траектории уклонения Т.
В соответствии с настоящим изобретением система 1 уклонения выполнена с возможностью выполнения уклонения по траектории уклонения Т. В описанном ниже частном варианте система 1 уклонения также позволяет выполнять горизонтальное уклонение.
В соответствии с настоящим изобретением система 1 уклонения содержит в дополнение к упомянутой системе 3 предупреждения столкновений:
- вычислительные средства 4 (предпочтительно соответствующие автопилоту), которые подключены посредством линии 5 связи к системе 3 предупреждения столкновений, предназначенные для автоматического определения при выдаче сигнала тревоги упомянутой системой на основании информации уклонения, полученной от системы 3 предупреждения столкновений, по меньшей мере, предварительных установок уклонения, позволяющих избежать риска столкновения для летательного аппарата при их применении к летательному аппарату А, и
- по меньшей мере, одно устройство 6, 21 обеспечения уклонения, подключенное к вычислительным средствам 4 посредством линии 7, 22 связи.
В первом варианте устройство обеспечения уклонения содержит устройство 6 автоматического управления, способное реализовать режим управления (автоматически), позволяя управлять летательным аппаратом А автоматически в соответствии с предварительными установками уклонения, полученными от вычислительного средства 4, когда, с одной стороны, задействованы вычислительные средства 4 (автопилот) и, с другом стороны, запущен режим управления. Для этого устройство 6 автоматического управления стандартным образом определяет команды отклонения в соответствии с предварительными установками уклонения (выраженными в показателях коэффициента нагрузки) и передает их стандартным рулевым машинам стандартных рулевых поверхностей, в частности, рулям высоты летательного аппарата А. В одном конкретном варианте эти команды отклонения могут также определяться непосредственно вычислительными средствами 4.
Известно, что устройство 6 автоматического управления обеспечивает отличное выполнение всех захватов и всех поддержаний предварительных установок, а также лучшую воспроизводимость, чем пилот. Кроме того, маневр, выполняемый устройством 6 автоматического управления, более точен и ближе к предварительным установкам, чем маневр, выполняемый пилотом вручную.
Кроме того, автоматический маневр позволяет освободить пилота от задачи пилотирования (выполнявшейся до этого вручную), давая ему тем самым больше времени, в частности, для идентификации одного или большего числа летательных аппаратов-нарушителей 2 в такой весьма стрессовой ситуации (нарушения и уклонения).
Система 1 уклонения в соответствии с настоящим изобретением позволяет избежать резких изменений коэффициента нагрузки благодаря выполнению оптимального маневра и точному регулированию с обратной связью по отношению к предварительной установке. Это обеспечивает, в частности, больший комфорт на уровне летательного аппарата А для пассажиров и более высокий уровень безопасности для диапазона режимов полета, минимальное расхождение с заданной высотой и, следовательно, меньшее нарушение воздушного движения.
Корме того, следует отметить, что система 1 уклонения позволяет воздушному судну А следовать информации, предоставляемой системой 3 предупреждения столкновений, оставаясь при этом как можно ближе к заданной высоте и сохраняя, в основном, следование плану поперечного полета.
В одном конкретном варианте вычислительные средства 4 содержат, как показано на фиг.1:
- средство 8 для определения описанным ниже способом на основании информации уклонения, также описанной ниже и полученной от упомянутой системы 3 предупреждения столкновений по линии связи 5, первых предварительных установок, выраженных в показателях вертикальной скорости и позволяющих избежать столкновения, и
- средство 9, подключенное посредством линии 10 связи к средству 8, для преобразования стандартным образом этих первых предварительных установок (вертикальной скорости) в соответствующие предварительные установки, выраженные в показателях коэффициента нагрузки, чтобы сформировать предварительные установки уклонения (которые передаются устройству 6 автоматического уклонения по линии 7 связи).
В одном конкретном варианте осуществления вычислительные средства 4 также определяют (на основании информации уклонения, полученной от системы 3 предупреждения столкновений) дополнительные предварительные установки уклонения, позволяющие выполнить уклонение в поперечной плоскости, а также передают эти дополнительные предварительные установки уклонения на устройство 6, 21 обеспечения уклонения.
Кроме того, в одном конкретном варианте осуществления средства 9 реализуют следующие этапы для вычисления предварительной установки коэффициента нагрузки Nz:
- вычисляют разность между первой предварительной установкой вертикальной скорости, полученной от средства 8, и измеренной (стандартным методом) вертикальной скоростью летательного аппарата А;
- применяют фильтр к этой разности (фильтруют по времени, чтобы отфильтровать краткие изменения в течение времени); и
- умножают эту отфильтрованную разность на коэффициент, зависящий от скорости летательного аппарата А (предпочтительно воздушной скорости, например, КВС (Калиброванной Воздушной Скорости, VCAS)).
В рамках настоящего изобретения режим управления, осуществляемый устройством 6 автоматического управления, может быть запущен различными способами.
С этой целью в первом конкретном варианте система 1 уклонения дополнительно содержит:
- средство 11 отображения, которое, например, подключено посредством линии 12 связи к вычислительным средствам 4 для отображения, в частности, на экране 13 (например, основном пилотажном экране), при выдаче сигнала тревоги предупреждающего сообщения, которое предупреждает пилота об этом сигнале тревоги и предлагает ему активизировать пусковое средство 14А, предусмотренное для этой цели (и являющееся частью комплекта 14 пускового средства, показанного в обобщенном схематическом виде на фиг.1); и
- упомянутое пусковое средство 14А, активизируемое пилотом и позволяющее при его активизации запустить режим управления, осуществляемый устройством 6 автоматического управления (к которому оно подсоединено, например, посредством линии 15 связи).
На фиг.3 представлено изменение вертикальной скорости V в зависимости от времени t в примере, относящемся к первому описанному выше конкретному варианту осуществления. Вертикальная скорость летательного аппарата А показана кривой VS. Кроме того, на фиг.3 показана запретная зона Z1, соответствующая выдаче корректирующего сигнала тревоги и определенная вертикальными скоростями V1, V2 и V3.
При этом подразумевается, что автопилот 4 был задействован ранее и управляет летательным аппаратом А с исходной скоростью Vi. В момент времени t1 система 3 предупреждения столкновений выдает корректирующий сигнал, и средство 11 отображения выдает предупреждающее сообщение. В следующий момент t2 пилот активизирует пусковое средство 14А и, тем самым, запускает режим управления, осуществляемый устройством 6 автоматического управления, что вызывает автоматическое изменение вертикальной скорости до предела запретной зоны Z1 (скорости V3, достигнутой в момент t3).
Летательный аппарат А пилотируется автоматически на скорости V3 до момента t4, когда система 3 предупреждения столкновений выдаст сигнал «окончание тревоги». При этом режим автоматического управления прекращается, и летательный аппарат А выводится на нулевую вертикальную скорость (достигаемую в момент t5).
Кроме того, во втором предпочтительном варианте автопилот 4 и устройство 6 автоматического управления выполнены таким образом, что режим управления запускают автоматически при выдаче сигнала тревоги системой 3 предупреждения столкновений, если автопилот 4 был задействован ранее. Это позволяет освободить пилота от обязанности выполнения этого запуска, а значит и всей процедуры уклонения, которая выполняется автоматически. Однако в этом случае пилот может остановить режим управления путем активизации соответствующего пускового средства 14В, предусмотренного для этой цели (и составляющего часть комплекта 14), в частности, в случае несвоевременного запуска.
Кроме того, в соответствии с настоящим изобретением при выдаче сигнала тревоги, если в данный момент автопилот 4 не задействован, в соответствии с первым вариантом режим управления, осуществляемый устройством 6 автоматического управления, не запускают. Однако его запускают автоматически, как только пилот задействует упомянутый автопилот 4, как представлено на фиг.4.
На фиг.4 представлена запретная зона Z2, определенная вертикальными скоростями V4, V5 и V6, и летательный аппарат А сначала имеет вертикальную скорость Vi. Автопилот 4 не задействован. В момент t6 летательный аппарат А входит в зону Z2, и выдается корректирующий сигнал. Режим управления не запускается, пока автопилот 4 остается не задействованным. В момент t7 пилот задействует автопилот 4, автоматически запуская тем самым режим управления, осуществляемый устройством 6 автоматического управления. Затем вертикальная скорость переходит от Vi к V6 между временем t7 и t8. В последующий момент t9 выдается сигнал «окончание тревоги», и вертикальная скорость приводится к нулевой скорости (достигаемой в момент t10).
Кроме того, в соответствии со вторым вариантом, если автопилот 4 не задействован, его задействуют автоматически и режим управления запускают автоматически при выдаче сигнала тревоги.
В соответствии с настоящим изобретением, если (корректирующий) сигнал тревоги, выданный системой 3 предупреждения столкновений, заменяется предупредительным сигналом описанного выше типа, который также выдается системой 3 предупреждения столкновений, то запущенный ранее режим управления не останавливается и остается активным.
Дополнительно, в одном конкретном варианте осуществления ранее запущенный режим управления выключается автоматически, когда возникает одна из следующих ситуаций:
- пилот прекращает задействовать автопилот 4;
- пилот запускает другой режим управления;
- система 3 предупреждения столкновений выдает сигнал «окончание тревоги». В этом случае
- в первом варианте, как было указано выше (фиг.3 и 4), вертикальная скорость летательного аппарата А выводится обратно на нулевую скорость, и
- во втором варианте вертикальная скорость летательного аппарата А выбирается как можно ближе к исходной траектории (до сигнала тревоги).
В рамках настоящего изобретения упомянутое средство 8 определяет первые предварительные установки таким образом, чтобы
- в первом варианте быть как можно ближе к нулевой вертикальной скорости и при этом соответствовать информации уклонения, полученной из системы 3 предупреждения столкновений, и
- во втором варианте минимизировать расхождение между траекторией Т уклонения летательного аппарата А и траекторией, которую оно имело до сигнала тревоги.
Система 3 предупреждения столкновений выдает стандартным образом в качестве информации уклонения в зависимости от ситуации:
- индикацию В1, показывающую наличие верхней запретной зоны (в показателях вертикальной скорости),
- индикацию В2, показывающую наличие нижней запретной зоны (в показателях вертикальной скорости),
- величину Vinf, соответствующую нижнему пределу вертикальной скорости VS в случае индикации В2, и
- величину Vsup, соответствующую верхнему пределу вертикальной скорости VS в случае индикации В1.
Следовательно, корректирующий сигнал тревоги выдается системой 3 предупреждения столкновений, когда
- присутствует индикация В1 или В2, и
- вертикальная скорость VS летательного аппарата А больше, чем Vsup, или меньше, чем Vinf.
Данные В1, В2, VS, Vinf и Vsup могут быть отображены на вертикальной шкале 16 скорости, расположенной вертикально и связанной со стандартным изображением 17, которое содержит, в частности, символ 18 летательного аппарата А и линию горизонта 19, как показано на фиг.5В, 6В, 7В и 8В. Это изображение 17 и соответствующая шкала 16 вертикальной скорости могут быть представлены на стандартном экране 20 управления, например, с помощью средства 11 отображения.
В случае одного летательного аппарата-нарушителя 2 средства 8 определяют первые предварительные установки (вертикальной скорости) так, чтобы летательный аппарат А принял вертикальную скорость VS:
- которая равная нулю, если эта величина не запрещена (фиг.5А и 5В). В этом случае предпочтительно удерживать уровень, или
- скорость, соответствующую данной предварительной установке, а именно Vinf на фиг.6А и 6В (то есть пределу запретной зоны Z4).
Индикация В2 на фиг.5В связана с запретной зоной Z3 на фиг.5А, а индикация В2 на фиг.6В связана с запретной зоной Z4 на фиг.6А.
Кроме того, в случае двух или большего числа летательных аппаратов-нарушителей 2 средства 8 определяют первые предварительные установки (вертикальной скорости), чтобы летательный аппарат А принял вертикальную скорость VS,
- которая равная нулю, если эта величина не запрещена (фиг.7А и 7В), и
- которая в противном случае соответствует меньшей из величин Vinf и Vsup в показателях абсолютного значения (фиг.8А и 8В). Таким образом, скорость подъема или снижения ограничена меньшей величиной, чтобы отклонение от текущей высоты было как можно меньше (а значит как можно ближе к нулевой вертикальной скорости).
Индикации В1 и В2 на фиг.7В связаны соответственно с запретными зонами Z5А и Z5В на фиг.7А, а индикации В1 и В2 на фиг.8В связаны соответственно с запретными зонами Z6А и Z6В на фиг.8А. Кроме того, на фиг.7А и 7В представлен символ 23, иллюстрирующий командно-пилотажный прибор, содержащий горизонтальную черту и вертикальную черту, соответствующие положению, к которому необходимо привести символ летательного аппарата, чтобы следовать предварительной установке.
На фиг.9А, 9В и 9С показан второй пример, соответствующий случаю, в котором первые предварительные установки определяют таким образом, чтобы минимизировать расхождение между траекторией Т уклонения летательного аппарата А и исходной траекторией, в предпочтительном варианте, в котором режим управления задействуют автоматически при выдаче сигнала тревоги, если автопилот 4 был задействован ранее. Фиг.9А подобна фиг.5А, 6А, 7А и 8А. Фиг.9В и 9С подобны фиг.5В, 6В, 7В и 8В.
На фиг.9А представлено изменение вертикальной скорости V в зависимости от времени t. Вертикальная скорость летательного аппарата А показана кривой VS. На фиг.9А показана запретная зона Z7А, соответствующая выдаче сначала предупредительного сигнала, определенного вертикальной скоростью V1, а также запретная зона Z7В, соответствующая выдаче корректирующего сигнала, определенного вертикальной скоростью V2, после предупредительного сигнала.
Предполагается, что автопилот 4 был задействован ранее и ведет летательный аппарат А на уровне полета с исходной вертикальной скоростью Vi=0. В момент времени t1 система 3 предупреждения столкновений выдает предупредительный сигнал. На фиг.9В показан основной пилотажный экран ОПСО (Основного Полетного Средства Отображения, PFD). На индикаторе 16 вертикальной скорости текущая скорость VS летательного аппарата А в этот момент находится вне запретной зоны В2. По этой причине автопилот 4 не изменяет траекторию летательного аппарата А и остается в текущем режиме работы, показывая включение режима уклонения голубой меткой «БСПС» во второй строке стандартного индикатора режима (не показан).
В момент времени t2 система 3 предупреждения столкновений выдает корректирующий сигнал. В этот момент автопилот 4 задействуют в режиме уклонения, о чем сообщает зеленая метка «БСПС» в первой строке упомянутого выше индикатора режима. Автопилот 4 вычисляет заданную скорость VS большей, чем элемент информации уклонения, предоставленный системой 3 предупреждения столкновений, показанный запретной зоной Z7В на фиг.9А. Он изменяет траекторию летательного аппарата А, чтобы привести его к этой заданной скорости; это показано на фиг.9С на индикаторе скорости 16, где скорость VS расположена выше запретной зоны В2.
В момент времени t3 система 3 предупреждения столкновений выдает информационный элемент «окончание тревоги». Автопилот 4 выходит из режима уклонения, чтобы автоматически войти в режим, позволяющий восстановить исходную траекторию. Вертикальная скорость VS уменьшается до отрицательного значения, при котором она поддерживается до тех пор, пока летательный аппарат А не захватит исходный уровень высоты в момент t4.
Кроме того, на фиг.9В и 9С показан символ 23, иллюстрирующий командно-пилотажный прибор, содержащий горизонтальную черту и вертикальную черту и соответствующий положению, к которому следует привести символ летательного аппарата А, чтобы следовать предварительным установкам.
Как модификация или дополнение к первому вышеупомянутому варианту осуществления (в котором средство обеспечения уклонения содержит устройство 6 автоматического уклонения) во втором варианте осуществления средство обеспечения уклонения содержит командно-пилотажный прибор 21, соединенный посредством линии 22 связи с вычислительными средствами 4 (автопилотом) и реализующий режим отображения, позволяющий отображать информацию, представляющую предварительные установки уклонения, полученные из вычислительных средств 4, когда он задействован и когда запущен режим отображения. Предпочтительно, эта информация представляет предварительные установки коэффициента нагрузки.
Когда второй вариант осуществления используют в качестве модификации первого варианта осуществления, командно-пилотажный прибор 21 предоставляет пилоту информацию, позволяющую ему выполнять ручное уклонение, следуя отображаемым предварительным установкам.
Конечно, этот второй вариант осуществления можно также использовать как дополнение к первому варианту осуществления. В этом случае маневр уклонения выполняется автоматически с помощью устройства 6 автоматического управления (как было описано выше), но пилот может контролировать его и в любой момент принять решение возобновить выполнение маневра уклонения вручную, пользуясь при этом непрерывным отображением на командно-пилотажном приборе 21 при изменении режима пилотирования (автоматического режима на ручной).
Различные режимы запуска режима отображения, осуществляемые командно-пилотажным прибором 21, соответствуют, по аналогии, описанным выше по отношению к режиму управления, осуществляемым устройством 6 автоматического управления. Для этого система 1 уклонения может, в частности, содержать пусковые средства 14С и 14D, подобные пусковым средствам 14А и 14В, описанным выше, которые также составляют часть набора 14.
Настоящее изобретение также имеет следующие характеристики (описанные ниже в пунктах А-Н) и содержит средства, позволяющие осуществить эти характеристики.
А. Продольное поведение летательного аппарата А при маневре в зависимости от вида сигнала тревоги
В случае предупредительного сигнала возможны две ситуации:
- при нахождении изначально в режиме управления, позволяющем изменить вертикальную скорость летательного аппарата А (например, в режиме захвата луча «глиссады посадки по приборам» в фазе захода на посадку), предусматривается задействование режима поддержания вертикальной скорости, направляющего летательный аппарат А к текущей вертикальной скорости, и
- при нахождении изначально в режиме управления, гарантирующем постоянную вертикальную скорость (например, в режиме поддержания высоты), поддерживают текущий режим управления (без прекращения задействования конкретного режима уклонения БСПС).
В случае корректирующего сигнала предусматривается задействование специального режима уклонения БСПС, направляющего к целевому значению вертикальной скорости. Это целевое значение выбирается при предельном значении 100 футов/мин, переданном системой 3 предупреждения столкновений.
Также предусмотрены следующие конкретные ситуации:
- если предельное (граничное) значение равно 0 футов/мин, используется 0 футов/мин, и
- если предельное значение равно текущей вертикальной скорости летательного аппарата А (сигналы тревоги типа поддержания вертикальной скорости), используется текущая вертикальная скорость.
В. Поперечное поведение летательного аппарата А при маневре
Поддерживают текущий режим поперечного управления. Следовательно, если летательный аппарат А в момент сигнала тревоги осуществляет поворот, этот поворот поддерживают.
Если режим управления изначально отсутствует (ни автопилот, ни командно-пилотажный прибор не задействованы), то задействуют режим поддержания текущего направления.
С. Логика системы автоматического контроля тяги
Независимо от исходного состояния стандартной системы автоматического контроля тяги двигателей летательного аппарата А при сигнале тревоги, систему автоматического контроля тяги задействуют (в момент сигнала тревоги) в режиме поддержания скорости. Целевой скоростью, используемой в этом режиме поддержания скорости, является текущая скорость в момент сигнала тревоги.
D. Логика для выхода из маневра уклонения
После предупредительного сигнала не предусмотрено никакого изменения. Поддерживаются режимы управления (продольного и поперечного), используемые для маневра уклонения.
Кроме того, в случае корректирующего сигнала тревоги:
для характеристик продольного поведения:
- задействуют режим поддержания вертикальной скорости.
Целевое значение выбирают следующим образом:
• если летательный аппарат А находится выше текущей целевой высоты (целевая высота выбирается постоянно и обычно соответствует последнему разрешению от диспетчерской службы), выбирается значение минус 1000 футов/мин;
• если летательный аппарат А находится ниже текущей целевой высоты, выбирается положительное значение в зависимости от текущей высоты Alt (чтобы гарантировать, что выполнение подъема летательного аппарата А на текущей высоте позволит достичь этого целевого значения):
+1000 фут/мин, если Alt≤20000 футов;
+500 фут/мин, если 20000<Alt≤30000 футов; и
+300 фут/мин, если Alt>30000 футов;
- и задействуют режим захвата высоты, чтобы захватить целевую высоту, когда летательный аппарат А ее достигнет; и
для характеристик поперечного поведения поддерживают текущий режим управления.
Кроме того, экипаж может в любой момент возобновить управление с помощью стандартных средств, в частности:
- стандартных кнопок типа «инстинктивного отключения» (расположенных на боковых рукоятках и на рычагах управления тягой), чтобы отключить автопилот и/или рычаг автоматического управления, и
- стандартных кнопок для задействования/прекращения задействования автопилота, командно-пилотажного прибора и рычага автоматического управления,
- стандартных интерфейсов для выбора другого режима управления.
Е. Поведение в случае изменения сигнала тревоги в ходе маневра
Следует отметить, что сигнал тревоги часто изменяется при выполнении маневра, в частности:
- при изменении предельного значения и
- при переходе от корректирующего сигнала тревоги к предупредительному сигналу или наоборот.
В случае изменения сигнала тревоги маневр инициализируется снова, т.е.
- учитывается новое предельное значение, и
- снова задействуют подходящий режим управления (например, снова задействуют специальный режим БСПС, если команда возобновила управление после первого сигнала тревоги).
F. Логика захвата высоты в ходе выполнения маневра
Если в случае предупредительного сигнала в момент выдачи этого предупредительного сигнала был включен режим захвата высоты, его поддерживают включенным. Это позволяет захватить целевую высоту, чтобы избежать пересечения этого целевого значения и, тем самым, нарушения окружающего воздушного движения (формирования новых сигналов опасности).
Следует отметить, что в случае предупредительного сигнала значение 0 футов/мин никогда не бывает в красной зоне. Захват высоты всегда вызывает уход текущей вертикальной скорости из красной зоны.
Если в случае корректирующего сигнала тревоги в момент его выдачи был включен режим захвата высоты, то
- если значение 0 футов/мин не находится в запретной области вертикальной скорости (красной зоне), режим захвата высоты поддерживают включенным (по тем же причинам, что и выше);
- в противном случае его выключают.
G. Математический закон, используемый для выработки управления
В настоящем изобретении предпочтительно используют следующий закон для преобразования целевой вертикальной скорости (VZtarget) в показатель нагрузки (ПН, NZ):
NZcom=K. (VZcurrent - Vztarget),
где
- NZcom - значение заданного коэффициента нагрузки, используемое для управления летательным аппаратом А;
- VZtarget - значение целевой вертикальной скорости, выбранное в зависимости от предварительных установок, полученных от системы 3 предупреждения столкновений, и
- VZcurrent - значение текущей вертикальной скорости летательного аппарата А, и
- К - переменная, зависящая от текущей скорости летательного аппарата А.
Н. Интерфейсы человек-машина
В случае предупредительного сигнала специальный режим БСПС представляется пилоту, как включенный (например, отображается голубым во второй строке зоны сигнализатора режима полета на основном пилотажном экране).
В случае корректирующего сигнала специальный режим БСПС представляется пилоту, как задействованный (например, отображается зеленым в первой строке зоны сигнализатора режима полета на основном пилотажном экране).
Во всех случаях поддерживаются существующие отображения БСПС.
Claims (45)
1. Способ уклонения от столкновений для летательного аппарата (А), содержащего систему (3) предупреждения столкновений, способную обнаружить риск столкновения, по меньшей мере, с одним летательным аппаратом-нарушителем (2) и
при таком обнаружении выдать сигнал тревоги и определить информацию уклонения, в котором при выдаче сигнала тревоги
a) по меньшей мере, предварительные установки уклонения, позволяющие избежать любого столкновения при их применении к воздушному судну (А), определяют автоматически на основании соответствующей информации уклонения для того, чтобы сделать это, первые предварительные установки, выраженные в показателях вертикальной скорости и позволяющие избежать столкновения, определяют на основе упомянутой информации уклонения, и
b) эти предварительные установки уклонения передают автоматически, по меньшей мере, одному средству (6, 21) обеспечения уклонения.
при таком обнаружении выдать сигнал тревоги и определить информацию уклонения, в котором при выдаче сигнала тревоги
a) по меньшей мере, предварительные установки уклонения, позволяющие избежать любого столкновения при их применении к воздушному судну (А), определяют автоматически на основании соответствующей информации уклонения для того, чтобы сделать это, первые предварительные установки, выраженные в показателях вертикальной скорости и позволяющие избежать столкновения, определяют на основе упомянутой информации уклонения, и
b) эти предварительные установки уклонения передают автоматически, по меньшей мере, одному средству (6, 21) обеспечения уклонения.
2. Способ по п.1, в котором на этапе а) первые предварительные установки преобразуют в соответствующие предварительные установки, выраженные в показателях коэффициента нагрузки, для формирования предварительных установок уклонения.
3. Способ по п.1, в котором первые предварительные установки определяют таким образом, чтобы они были как можно ближе к нулевой вертикальной скорости при соответствии информации уклонения.
4. Способ по п.1, в котором первые предварительные установки определяют таким образом, чтобы минимизировать расхождение между траекторией уклонения (Т) летательного аппарата (А) и исходной траекторией.
5. Способ по п.1, в котором также определяют и передают вспомогательные предварительные установки уклонения, позволяющие выполнять уклонение в поперечной плоскости.
6. Способ по п.1, в котором на этапе b) предварительные установки уклонения передают автоматически в устройство (6) автоматического управления летательным аппаратом (А), способное реализовать режим управления, позволяющий управлять летательным аппаратом (А) автоматически в соответствии с полученными предварительными установками уклонения, когда задействован автопилот (4) и запущен упомянутый режим управления.
7. Способ по п.6, в котором при выдаче сигнала тревоги, если автопилот (4) был включен ранее, отображают сообщение для предупреждения пилота о сигнале тревоги и
запускают упомянутый режим управления, когда пилот активизирует пусковое средство, предусмотренное для этой цели.
запускают упомянутый режим управления, когда пилот активизирует пусковое средство, предусмотренное для этой цели.
8. Способ по п.6, в котором при выдаче сигнала тревоги, если автопилот (4) был включен ранее, режим управления приводят в действие автоматически посредством выдачи этого сигнала тревоги.
9. Способ по п.8, в котором упомянутый режим управления может быть остановлен посредством активизации пилотом пускового средства.
10. Способ по п.6, в котором при выдаче сигнала тревоги, если автопилот (4) не включен, режим управления запускают автоматически, когда пилот включает автопилот (4).
11. Способ по п.6, отличающийся тем, что если автопилот (4) не задействован, он включается автоматически, и режим управления запускается автоматически при выдаче сигнала тревоги.
12. Способ по п.6, в котором если корректирующий сигнал тревоги заменяют предупредительным сигналом, то ранее запущенный режим управления остается рабочим.
13. Способ по п.6, в котором ранее запущенный режим управления останавливают автоматически, когда возникает одна из следующих ситуаций:
пилот прекращает использовать автопилот (4),
пилот запускает другой режим управления,
система (3) предупреждения столкновений выдает сигнал «окончания тревоги».
пилот прекращает использовать автопилот (4),
пилот запускает другой режим управления,
система (3) предупреждения столкновений выдает сигнал «окончания тревоги».
14. Способ по п.1, в котором на этапе b) предварительные установки уклонения передают автоматически командно-пилотажному прибору (21), осуществляющему режим отображения, позволяя отображать информацию, представляющую упомянутые предварительные установки уклонения, когда он задействован и когда режим отображения запущен.
15. Способ по п.14, в котором упомянутая информация представляет предварительные установки коэффициента нагрузки.
16. Способ по п.14, в котором при выдаче сигнала тревоги, если командно-пилотажный прибор (21) был задействован ранее,
отображают сообщение для предупреждения пилота о сигнале тревоги и запускают упомянутый режим отображения, когда пилот активирует пусковое средство, предусмотренное для этой цели.
отображают сообщение для предупреждения пилота о сигнале тревоги и запускают упомянутый режим отображения, когда пилот активирует пусковое средство, предусмотренное для этой цели.
17. Способ по п.14, в котором при выдаче сигнала тревоги, если командно-пилотажный прибор (21) был задействован ранее, режим отображения запускают автоматически посредством выдачи этого сигнала тревоги.
18. Способ по п.17, в котором упомянутый режим отображения может быть остановлен активизацией пускового средства пилотом.
19. Способ по п.14, в котором при выдаче сигнала тревоги, если командно-пилотажный прибор (21) не был задействован, упомянутый режим отображения запускают автоматически, когда пилот включает командно-пилотажный прибор (21).
20. Способ по п.14, в котором, если командно-пилотажный прибор (21) не был задействован, он включается автоматически и режим отображения запускается автоматически при выдаче сигнала тревоги.
21. Способ по п.14, в котором, если корректирующий сигнал тревоги заменяют предупредительным сигналом, режим отображения, запущенный ранее, остается рабочим.
22. Способ по п.14, в котором, когда пилот прекращает использовать автопилот (4), происходит выход из запущенного ранее режима управления и на командно-пилотажном приборе (21) запускается режим отображения или он поддерживается задействованным, если он уже был задействован.
23. Способ по п.1, в котором при выдаче предупредительного сигнала
при нахождении изначально в режиме управления, способном изменять вертикальную скорость летательного аппарата (А), включают режим поддержания вертикальной скорости, направляющий к текущей вертикальной скорости летательного аппарата (А), и
при нахождении изначально в режиме управления, гарантирующем постоянную вертикальную скорость, поддерживают этот режим управления.
при нахождении изначально в режиме управления, способном изменять вертикальную скорость летательного аппарата (А), включают режим поддержания вертикальной скорости, направляющий к текущей вертикальной скорости летательного аппарата (А), и
при нахождении изначально в режиме управления, гарантирующем постоянную вертикальную скорость, поддерживают этот режим управления.
24. Способ по п.1, в котором при выдаче корректирующего сигнала тревоги используется специальный режим, направляющий к целевой величине вертикальной скорости.
25. Способ по п.1, в котором при выдаче сигнала тревоги при нахождении изначально в режиме поперечного управления поддерживают этот режим поперечного управления и,
если изначально режим поперечного управления не был задействован, включают режим для поддержания текущего направления.
если изначально режим поперечного управления не был задействован, включают режим для поддержания текущего направления.
26. Способ по п.1, в котором при выдаче сигнала тревоги включают систему автоматического управления тягой двигателей летательного аппарата (А) в режиме поддержания скорости независимо от исходного состояния системы автоматического управления тягой.
27. Способ по п.1, в котором при выдаче предупредительного сигнала для выхода из маневра уклонения, когда система (3) предупреждения столкновений выдает сигнал «окончание тревоги», поддерживают режимы управления, используемые при этом маневре уклонения.
28. Способ по п.1, в котором при выдаче корректирующего сигнала для выхода из маневра уклонения, когда система (3) предупреждения столкновений выдает сигнал «окончание тревоги», включают режим, позволяющий возвратиться на исходную траекторию.
29. Способ по п.28, в котором в продольном направлении включают режим поддержания вертикальной скорости и режим захвата высоты включают таким образом, чтобы захватить целевую высоту, когда летательный аппарат (А) достигает ее, для возврата на исходную траекторию, и
в поперечном направлении поддерживают текущий режим управления.
в поперечном направлении поддерживают текущий режим управления.
30. Способ по п.1, в котором при изменении сигнала тревоги в ходе маневра уклонения этот маневр инициализируют снова.
31. Способ по п.1, в котором при выдаче предупредительного сигнала, если задействован режим захвата высоты, его поддерживают включенным.
32. Способ по п.1, в котором при выдаче корректирующего сигнала тревоги, если включен режим захвата высоты, то если заранее определенное значение не находится в запретной области вертикальной скорости, режим захвата высоты поддерживают включенным,
в противном случае он отключается.
в противном случае он отключается.
33. Способ по п.2, в котором для преобразования на этапе а) первых предварительных установок, выраженных в показателях вертикальной скорости, в предварительные установки, выраженные в показателях коэффициента нагрузки, используют выражение NZcom=K·(VZcurrent - Vztarget),
где NZcom - значение заданного коэффициента нагрузки, используемое для управления летательным аппаратом (А),
VZcurrent - значение текущей вертикальной скорости летательного аппарата (А),
VZtarget - значение целевой вертикальной скорости и
K - переменная, зависящая от текущей скорости летательного аппарата (А).
где NZcom - значение заданного коэффициента нагрузки, используемое для управления летательным аппаратом (А),
VZcurrent - значение текущей вертикальной скорости летательного аппарата (А),
VZtarget - значение целевой вертикальной скорости и
K - переменная, зависящая от текущей скорости летательного аппарата (А).
34. Способ по п.1, в котором при выдаче предупредительного сигнала режим уклонения представляют пилоту как включенный и это делают в соответствии с первым конкретным представлением.
35. Способ по п.1, в котором при выдаче корректирующего сигнала тревоги режим уклонения представляют пилоту как включенный и это делают в соответствии со вторым конкретным представлением.
36. Система уклонения от столкновений для летательного аппарата, причем система (1) уклонения содержит систему (3) предупреждения столкновений, способную:
обнаружить риск столкновения, по меньшей мере, с одним воздушным летательным аппаратом-нарушителем (2) и
при таком обнаружении выдать сигнал тревоги и определить информацию уклонения, которая дополнительно содержит вычислительные средства (4) для автоматического определения при выдаче сигнала тревоги на основании информации уклонения, полученной от системы (3) предупреждения столкновений, по меньшей мере, предварительных установок уклонения, позволяющих избежать любого столкновения при их применении к воздушному судну (А), причем упомянутые вычислительные средства (4) содержат средство (8) для определения на основании информации уклонения первых предварительных установок, выраженных в показателях вертикальной скорости и позволяющих избежать столкновения, и,
по меньшей мере, одно средство (6, 21) обеспечения уклонения, соединенное с упомянутыми вычислительными средствами (4).
обнаружить риск столкновения, по меньшей мере, с одним воздушным летательным аппаратом-нарушителем (2) и
при таком обнаружении выдать сигнал тревоги и определить информацию уклонения, которая дополнительно содержит вычислительные средства (4) для автоматического определения при выдаче сигнала тревоги на основании информации уклонения, полученной от системы (3) предупреждения столкновений, по меньшей мере, предварительных установок уклонения, позволяющих избежать любого столкновения при их применении к воздушному судну (А), причем упомянутые вычислительные средства (4) содержат средство (8) для определения на основании информации уклонения первых предварительных установок, выраженных в показателях вертикальной скорости и позволяющих избежать столкновения, и,
по меньшей мере, одно средство (6, 21) обеспечения уклонения, соединенное с упомянутыми вычислительными средствами (4).
37. Система уклонения по п.36, в которой упомянутые вычислительные средства (4) дополнительно содержат средство (9) для преобразования этих первых предварительных установок в соответствующие предварительные установки, выраженные в показателях коэффициента нагрузки, таким образом, чтобы сформировать упомянутые предварительные установки уклонения.
38. Система уклонения по п.36, в которой вычислительные средства (4) являются частью автопилота летательного аппарата (А).
39. Система уклонения по п.36, отличающаяся тем, что дополнительно содержит средство (11) отображения для отображения при выдаче сигнала тревоги сообщения, предупреждающего пилота о сигнале тревоги.
40. Система уклонения по п.36, отличающаяся тем, что упомянутое средство обеспечения уклонения содержит устройство (6) автоматического управления, способное реализовать режим управления, позволяющий управлять летательным аппаратом (А) автоматически, в соответствии с предварительными установками уклонения, полученными из упомянутых вычислительных средств (4).
41. Система уклонения по п.40, отличающаяся тем, что дополнительно содержит пусковое средство, выполненное с возможностью активизирования пилотом и позволяющее при его активизации запустить режим управления, осуществляемый устройством (6) автоматического управления.
42. Система уклонения по п.36, отличающаяся тем, что упомянутое средство обеспечения уклонения содержит командно-пилотажный прибор (21), осуществляющий режим отображения, позволяющий отображать информацию, представляющую предварительные установки уклонения, полученные из вычислительных средств (4).
43. Система уклонения по п.42, отличающаяся тем, что дополнительно содержит пусковое средство, выполненное с возможностью активизирования пилотом и позволяющее при его активизации запустить режим отображения, осуществляемый командно-пилотажным прибором (21).
44. Летательный аппарат, который содержит систему (1) уклонения от столкновений, охарактеризованную в п.36.
45. Летательный аппарат, который содержит систему (1) уклонения от столкновений, способную осуществлять способ, охарактеризованный в п.1.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0410613 | 2004-10-08 | ||
| FR0410613A FR2876483B1 (fr) | 2004-10-08 | 2004-10-08 | Procede et systeme d'evitement pour un aeronef |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2343528C1 true RU2343528C1 (ru) | 2009-01-10 |
Family
ID=34950726
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007116814/28A RU2343528C1 (ru) | 2004-10-08 | 2005-10-06 | Способ и система для уклонения от столкновений для летательного аппарата |
Country Status (11)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8725401B2 (ru) |
| EP (1) | EP1797488B1 (ru) |
| JP (1) | JP5166873B2 (ru) |
| CN (1) | CN100511060C (ru) |
| AT (1) | ATE421132T1 (ru) |
| BR (1) | BRPI0515693A (ru) |
| CA (1) | CA2577594C (ru) |
| DE (1) | DE602005012414D1 (ru) |
| FR (1) | FR2876483B1 (ru) |
| RU (1) | RU2343528C1 (ru) |
| WO (1) | WO2006040441A1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2683718C2 (ru) * | 2014-03-04 | 2019-04-01 | Таль | Способ определения закона наведения для уклонения от препятствия летательным аппаратом, электронная система и летательный аппарат |
Families Citing this family (33)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1987504B1 (en) * | 2006-02-23 | 2010-12-22 | Commonwealth Scientific and Industrial Research Organisation | System and method for identifying manoeuvres for a vehicle in conflict situations |
| FR2936344B1 (fr) * | 2008-09-23 | 2011-10-21 | Airbus France | Procede et dispositif pour la prevention des alertes inutiles engendrees par un systeme anticollision monte a bord d'un avion |
| FR2936343B1 (fr) * | 2008-09-23 | 2011-10-14 | Airbus France | Procede et dispositif pour limiter le nombre des alertes emises par un systeme anticollision monte a bord d'un avion |
| ATE545924T1 (de) * | 2008-11-04 | 2012-03-15 | Saab Ab | Vermeidungsmanöver-generator für ein flugzeug |
| ES2402832T3 (es) * | 2008-12-19 | 2013-05-09 | Saab Ab | Procedimiento y disposición para la estimación de al menos un parámetro de un intruso |
| US8368583B1 (en) * | 2009-06-18 | 2013-02-05 | Gregory Hubert Piesinger | Aircraft bird strike avoidance method and apparatus using axial beam antennas |
| US8725402B2 (en) * | 2009-11-13 | 2014-05-13 | The Boeing Company | Loss of separation avoidance maneuvering |
| US8892348B2 (en) * | 2009-11-18 | 2014-11-18 | The Mitre Corporation | Method and system for aircraft conflict detection and resolution |
| FR2955961B1 (fr) * | 2010-02-02 | 2013-07-05 | Airbus Operations Sas | Procede et dispositif pour empecher l'emission d'alertes par le systeme anticollision d'un avion, lors d'une manoeuvre de changement d'altitude |
| FR2955960B1 (fr) | 2010-02-02 | 2012-04-06 | Airbus Operations Sas | Procede et dispositif pour empecher l'emission d'alertes par le systeme anticollision d'un avion, lors d'une manoeuvre de changement d'altitude |
| US20130046459A1 (en) * | 2010-04-22 | 2013-02-21 | Eiji Itakura | Flight state control device of flying object |
| EP2388760B1 (en) * | 2010-05-21 | 2013-01-16 | AGUSTAWESTLAND S.p.A. | Aircraft capable of hovering, aircraft manoeuvring assist method, and interface |
| FR2963120B1 (fr) * | 2010-07-20 | 2013-08-30 | Airbus Operations Sas | Procede et dispositif de gestion automatique d'une trajectoire laterale pour une descente d'urgence d'un aeronef |
| FR2963118B1 (fr) * | 2010-07-20 | 2013-08-30 | Airbus Operations Sas | Procede et dispositif de determination et de mise a jour d'une altitude cible pour une descente d'urgence d'un aeronef |
| US9159243B2 (en) | 2010-11-30 | 2015-10-13 | Nec Corporation | Control assistance device, control assistance method and computer readable record medium with program recorded thereon |
| WO2013014338A1 (fr) * | 2011-07-28 | 2013-01-31 | Airbus Operations (Sas) | Procédé et dispositif pour empêcher l'émission d'alertes par le système anticollision d'un avion, lors d'une manœuvre de changement d'altitude |
| US8965679B2 (en) * | 2012-06-11 | 2015-02-24 | Honeywell International Inc. | Systems and methods for unmanned aircraft system collision avoidance |
| KR101571972B1 (ko) * | 2014-05-28 | 2015-11-25 | 경북대학교 산학협력단 | 항공기 충돌 예측 시스템 |
| US20150346721A1 (en) * | 2014-05-30 | 2015-12-03 | Aibotix GmbH | Aircraft |
| EP3767422B1 (en) | 2014-12-31 | 2023-02-15 | SZ DJI Technology Co., Ltd. | Vehicle altitude restrictions and control |
| FR3032043B1 (fr) | 2015-01-26 | 2017-02-17 | Thales Sa | Procede d'evitement d'un ou plusieurs obstacles par un aeronef, produit programme d'ordinateur, systeme electronique et aeronef associes |
| US9547993B2 (en) | 2015-02-23 | 2017-01-17 | Honeywell International Inc. | Automated aircraft ground threat avoidance system |
| EP3076379A1 (en) * | 2015-04-01 | 2016-10-05 | Airbus Defence and Space GmbH | Method and device for an aircraft for handling potential collisions in air traffic |
| CN104809919B (zh) * | 2015-04-20 | 2017-01-25 | 四川九洲空管科技有限责任公司 | 接收通道自动调平方法及其具备自动调平条件的判断方法及调平*** |
| US9852638B2 (en) * | 2015-06-01 | 2017-12-26 | Telefonaktiebolaget Lm Ericsson(Publ) | Moving device detection |
| US10269252B2 (en) * | 2015-10-12 | 2019-04-23 | Safe Flight Instrument Corporation | Aircraft traffic collision avoidance |
| FR3050304B1 (fr) * | 2016-04-19 | 2019-06-28 | Airbus Operations | Procede et systeme d'evitement de collision pour un aeronef suiveur d'une formation d'aeronefs par rapport a un aeronef intrus. |
| US10192453B2 (en) * | 2016-07-13 | 2019-01-29 | Honeywell International Inc. | Aircraft traffic alert and collision avoidance system with autoflight system mode protection |
| US10885798B2 (en) | 2016-07-13 | 2021-01-05 | Honeywell International Inc. | Aircraft traffic alert and collision avoidance system with autoflight system mode protection |
| US11138892B2 (en) * | 2017-12-19 | 2021-10-05 | Honeywell International Inc. | TCAS coupled FMS |
| EP3671698A1 (en) * | 2018-12-19 | 2020-06-24 | Honeywell International Inc. | Aircraft traffic alert and collision avoidance system with autoflight system mode protection |
| US11164471B1 (en) | 2019-10-04 | 2021-11-02 | The Boeing Company | System for previewing vertical speed guidance following an air traffic conflict alert |
| WO2022197370A2 (en) * | 2021-01-26 | 2022-09-22 | American Robotics, Inc. | Methods and systems for threat aircraft detection using multiple sensors |
Family Cites Families (21)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3530465A (en) * | 1957-07-10 | 1970-09-22 | Sperry Rand Corp | Obstacle clearance system for aircraft |
| US4293857A (en) * | 1979-08-10 | 1981-10-06 | Baldwin Edwin L | Collision avoidance warning system |
| US4924401A (en) * | 1987-10-30 | 1990-05-08 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Aircraft ground collision avoidance and autorecovery systems device |
| US4914733A (en) * | 1987-10-30 | 1990-04-03 | Allied-Signal, Inc. | Traffic advisory-instantaneous vertical speed display |
| US5136512A (en) * | 1988-06-26 | 1992-08-04 | Cubic Defense Systems, Inc. | Ground collision avoidance system |
| US5248968A (en) * | 1991-12-06 | 1993-09-28 | The Boeing Company | Tcas ii pitch guidance control law and display symbol |
| FR2697796B1 (fr) * | 1992-11-10 | 1994-12-09 | Sextant Avionique | Dispositif d'évitement de collisions pour aéronef notamment avec le sol. |
| FR2747492B1 (fr) * | 1996-04-15 | 1998-06-05 | Dassault Electronique | Dispositif d'anti-collision terrain pour aeronef avec prediction de virage |
| JP3645038B2 (ja) * | 1996-07-05 | 2005-05-11 | 富士重工業株式会社 | 航空機の飛行制御装置 |
| FR2773609B1 (fr) * | 1998-01-12 | 2000-02-11 | Dassault Electronique | Procede et dispositif d'anti-collision terrain pour aeronef, a visualisation perfectionnee |
| US6433729B1 (en) * | 1999-09-27 | 2002-08-13 | Honeywell International Inc. | System and method for displaying vertical profile of intruding traffic in two dimensions |
| SE515655C2 (sv) * | 1999-12-22 | 2001-09-17 | Saab Ab | "System och metod för kollisionsundvikning mellan farkoster |
| FR2810146A1 (fr) * | 2000-06-09 | 2001-12-14 | Thomson Csf | Procede d'elaboration d'une trajectoire d'evitement dans le plan horizontal pour aeronef en vue de la resolution d'un conflit de trafic |
| FR2813963B1 (fr) * | 2000-09-08 | 2002-11-15 | Thomson Csf | Perfectionnements a la visualisation de dispositifs d'anti collision terrain pour aeronef |
| WO2003023322A2 (en) * | 2001-09-13 | 2003-03-20 | Turung Brian E | Airplane emergency navigational system |
| FR2830631B1 (fr) * | 2001-10-05 | 2004-07-30 | Eurocopter France | Dispositif et systeme de pilotage automatique d'un helicoptere |
| JP2003151100A (ja) * | 2001-11-15 | 2003-05-23 | Sigma Solutions:Kk | 航空機全方位衝突回避システム |
| FR2845170B1 (fr) * | 2002-10-01 | 2005-09-23 | Thales Sa | Procede d'aide a la navigation d'un aeronef et dispositif correspondant |
| US6675076B1 (en) * | 2002-10-21 | 2004-01-06 | The Boeing Company | System, autopilot supplement assembly and method for increasing autopilot control authority |
| FR2848306B1 (fr) * | 2002-12-06 | 2005-03-04 | Procede de validation d'une contrainte de plan de vol. | |
| US7098810B2 (en) * | 2003-04-22 | 2006-08-29 | Honeywell International Inc. | Aircraft autorecovery systems and methods |
-
2004
- 2004-10-08 FR FR0410613A patent/FR2876483B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2005
- 2005-10-06 AT AT05804225T patent/ATE421132T1/de not_active IP Right Cessation
- 2005-10-06 EP EP05804225A patent/EP1797488B1/fr active Active
- 2005-10-06 CN CNB2005800340125A patent/CN100511060C/zh active Active
- 2005-10-06 BR BRPI0515693-9A patent/BRPI0515693A/pt not_active IP Right Cessation
- 2005-10-06 US US11/576,658 patent/US8725401B2/en active Active
- 2005-10-06 DE DE602005012414T patent/DE602005012414D1/de active Active
- 2005-10-06 WO PCT/FR2005/002460 patent/WO2006040441A1/fr active Application Filing
- 2005-10-06 CA CA2577594A patent/CA2577594C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2005-10-06 RU RU2007116814/28A patent/RU2343528C1/ru not_active IP Right Cessation
- 2005-10-06 JP JP2007535196A patent/JP5166873B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2683718C2 (ru) * | 2014-03-04 | 2019-04-01 | Таль | Способ определения закона наведения для уклонения от препятствия летательным аппаратом, электронная система и летательный аппарат |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CA2577594A1 (fr) | 2006-04-20 |
| US20080021647A1 (en) | 2008-01-24 |
| CA2577594C (fr) | 2013-12-03 |
| EP1797488A1 (fr) | 2007-06-20 |
| US8725401B2 (en) | 2014-05-13 |
| JP2008515707A (ja) | 2008-05-15 |
| WO2006040441A1 (fr) | 2006-04-20 |
| FR2876483A1 (fr) | 2006-04-14 |
| ATE421132T1 (de) | 2009-01-15 |
| EP1797488B1 (fr) | 2009-01-14 |
| CN100511060C (zh) | 2009-07-08 |
| FR2876483B1 (fr) | 2007-07-20 |
| CN101036093A (zh) | 2007-09-12 |
| JP5166873B2 (ja) | 2013-03-21 |
| BRPI0515693A (pt) | 2008-07-29 |
| DE602005012414D1 (de) | 2009-03-05 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2343528C1 (ru) | Способ и система для уклонения от столкновений для летательного аппарата | |
| US9132912B2 (en) | Automated take off control system and method | |
| EP3012590B1 (en) | System and method for displaying runway landing information | |
| US5523949A (en) | Method and apparatus for an improved autopilot system providing for late runway change | |
| EP3232162B1 (en) | System and method for providing aircraft autoflight capability feedback to a pilot | |
| US8515601B2 (en) | System and method to assist in the braking of an aircraft on a landing runway | |
| US8442706B2 (en) | Module for integrated approach to an offshore facility | |
| EP3637058B1 (en) | Vision guidance systems for aircraft | |
| US9043043B1 (en) | Autonomous flight controls for providing safe mode navigation | |
| EP3270366B1 (en) | Aircraft traffic alert and collision avoidance system with autoflight system mode protection | |
| US10885798B2 (en) | Aircraft traffic alert and collision avoidance system with autoflight system mode protection | |
| US20120215384A1 (en) | Flight Control System with Dynamic Allocation of Functionality Between Flight Crew and Automation | |
| US12020583B2 (en) | Systems and methods providing assist-to-land and emergency land functions | |
| EP3792724B1 (en) | Systems and methods for energy managed autoflight guidance using potential flight path angle | |
| US20070299568A1 (en) | Device for monitoring aircraft control information | |
| US11299285B2 (en) | Systems and methods for providing throttle guidance as a function of flight path acceleration | |
| EP1861757B1 (en) | Tailwind alerting system to prevent runway overruns | |
| EP3425342A1 (en) | Systems and methods for dynamic selection of advanced approach procedures | |
| US11599126B2 (en) | Method and system for providing flight guidance for an aircraft | |
| US11164471B1 (en) | System for previewing vertical speed guidance following an air traffic conflict alert | |
| EP3671698A1 (en) | Aircraft traffic alert and collision avoidance system with autoflight system mode protection | |
| CN112595321B (zh) | 一种飞行导引*** | |
| Bellucci et al. | Automatic flight control system developed for AB212'Combat SAR |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20120221 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20201007 |