СПОСОБ ПОСАДКИ ВЕРТОЛЕТА НА КОРАБЛЬ И СИСТЕМА ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
METHOD OF HELICOPTER LANDING ON SHIP AND SYSTEM FOR ITS IMPLEMENTATION

Группа изобретений относится к области приборостроения и может применяться при выполнении полетов вертолетов палубного базирования на этапах захода на посадку и посадки на авианесущие корабли в сложных гидрометеорологических условиях и в условиях ограниченной видимости.
Заход на посадку и посадка вертолета является одним из сложнейших этапов полета с точки зрения организации работы экипажа. Дефицит времени и необходимость принятия решений на основе множества факторов повышают уровень психоэмоциональной нагрузки на экипаж, что может привести к неверной оценке экипажем текущей ситуации и стать причиной авиационного происшествия. Сложность выполнения посадки значительно возрастает при эксплуатации вертолетов палубного базирования, выполняющих посадки на взлетно-посадочные полосы и площадки авианесущих кораблей, что обусловлено наличием качки корабля, ограниченными размерами посадочных площадок и сложными гидрометеорологическими условиями. Данные условия предъявляют повышенные требования к точности захода на посадку, уровню ситуационной осведомленности экипажей и специалистов корабельных служб и обеспечению безопасности эксплуатации вертолетов.
В настоящее время наиболее перспективным классом систем посадки являются спутниковые радионавигационные системы посадки. Принцип их действия предполагает использование сигналов спутниковых навигационных систем и разделение системы на бортовой (вертолетный) и корабельный сегменты, в состав каждого из которых входят приемники спутниковых навигационных систем. Работа указанных приемников осуществляется в режиме относительной навигации с использованием фазовых измерений, благодаря чему достигается высокая точность определения координат одного приемника относительно другого (менее 1 м). Реализация этого режима работы предполагает передачу в реальном времени навигационных данных (результатов измерений по каждому спутнику) с одного приемника спутниковых навигационных систем другому.
Наиболее близким техническим решением (прототипом) к заявленному способу является способ по патенту США №7474962, МПК G01 С21/00, опубл. 06.01.2017, включающий получение навигационной информации от вертолета, получение навигационной информации от корабля, объединение навигационной информации вертолета с навигационной информацией от корабля для определения относительного положения вертолета и корабля и информации о скорости между вертолетом и кораблем, в котором объединение навигационной информации включает дифференциальные операции с использованием измерения фазы несущей.
- Недостатками прототипа являются:
сниженная точность захода на посадку за счет отсутствия учета скорости и направления ветра, воздействующего на вертолет в процессе прохода по глиссаде снижения, а также отсутствия информации о положении вертолета относительно глиссады снижения;
- сниженная безопасность эксплуатации вертолетов за счет отсутствия информации о параметрах ветра в зоне посадки, а также отсутствия информации по параметрам качки корабля.
Наиболее близкой по технической сущности системой (прототипом) является система по патенту США №8949011, МПК G05D 1/02, опубл. 03.02.2015, содержащая корабельный навигационный блок, включающий первый инерциально-навигационый модуль, и бортовой навигационный блок, включающий антенну спутниковой навигационной системы, соединенную с входом приемника спутниковой навигационной системы для обработки сигналов, принятых от антенны спутниковой навигационной системы, соединенный с входом второго инерциально-навигационного модуля.
Недостатками прототипа являются:
- сниженная точность захода на посадку за счет отсутствия учета скорости и направления ветра, воздействующего на вертолета в процессе прохода по глиссаде снижения, а также отсутствия информации о положении вертолета относительно глиссады снижения;
- сниженная безопасность эксплуатации вертолетов за счет отсутствия информации о параметрах ветра в зоне посадки, а также отсутствия сигнальной информации по параметрам качки корабля;
- недостаточная ситуационная осведомленность экипажа вертолета и технического персонала корабля за счет отсутствия средств прогнозирования динамического состояния корабля, информации о положении вертолета относительно глиссады снижения и средств отображения информации.
Техническая проблема, решаемая созданием заявленных изобретений, заключается в расширении условий эксплуатации вертолетов палубного базирования.
Техническим результатом заявленного способа является повышение точности захода на посадку и безопасности эксплуатации вертолетов палубного базирования.
Технический результат достигается тем, что способ посадки вертолета на корабль включает получение навигационной информации от вертолета, получение навигационной информации от корабля, объединение навигационной информации вертолета с навигационной информацией от корабля для определения относительного положения вертолета и корабля и информации о скорости между вертолетом и кораблем, в котором объединение навигационной информации включает дифференциальные операции с использованием измерения фазы несущей, причем способ также включает определение скорости и направления ветра, воздействующего на корабль, определение параметров пространственной ориентации корабля и прогнозирование параметров качки корабля на основе данных о параметрах пространственной ориентации корабля, о скорости и направлении ветра, формирование параметров глиссады снижения вертолета на основе информации об относительном положении вертолета и корабля, вычисление отклонений от глиссады снижения на основе информации об относительном положении вертолета и корабля и параметров глиссады снижения.
Существенными отличительными признаками заявленного способа являются следующие признаки:
- определение скорости и направления ветра, воздействующего на корабль,
- определение параметров пространственной ориентации корабля;
- прогнозирование параметров качки корабля на основе данных о параметрах пространственной ориентации корабля, о скорости и направлении ветра;
- формирование параметров глиссады снижения вертолета на основе информации об относительном положении вертолета и корабля;
- вычисление отклонений от глиссады снижения на основе информации об относительном положении вертолета и корабля и параметров глиссады снижения.
В отличии от прототипа указанные отличительные существенные признаки заявленного технического решения наряду с известными из уровня техники признаками обеспечивают получение технического результата, заключающегося в повышении точности захода на посадку и повышении безопасности эксплуатации вертолетов палубного базирования.
Техническим результатом заявленной системы является повышение точности захода на посадку, повышение безопасности эксплуатации вертолетов, а также повышение ситуационной осведомленности экипажа вертолета и технического персонала авианесущего корабля.
Технический результат достигается тем, что система посадки на корабль содержит корабельный навигационный блок, включающий первый инерциально-навигационный модуль, а также бортовой навигационный блок, включающий антенну спутниковой навигационной системы, соединенную с входом приемника спутниковой навигационной системы для обработки сигналов, принятых от антенны спутниковой навигационной системы, соединенный с входом второго инерциально-навигационного модуля, причем корабельный навигационный блок содержит первый вычислительный модуль, содержащий вычислитель кинематической навигации в реальном времени, вычислитель параметров качки, вычислитель параметров глиссады, вычислитель отклонений от глиссады, вычислитель параметров сигнальной информации, средство отображения информации, вход которого соединен с выходом вычислителя параметров сигнальной информации, первый приемопередатчик, вход которого соединен с выходом вычислителя параметров сигнальной информации, а выход первого приемопередатчика соединен со входом вычислителя кинематической навигации в реальном времени и со входом вычислителя параметров сигнальной информации, по меньшей мере два измерителя скорости и направления ветра, выходы которых соединены с входами вычислителя параметров сигнальной информации, причем выход по меньшей мере одного из измерителей скорости и направления ветра соединен с входом вычислителя параметров качки, мультиантенный спутниковый приемник, включающий по меньшей мере три антенны спутниковой навигационной системы, которые соединены соответственно с тремя приемниками спутниковой навигационной системы, которые своими выходами соответственно соединены с входами вычислителя мультиантенного спутникового приемника, выход которого соединен с входом первого инерциально-навигационного модуля, выход которого соединен с входами вычислителя параметров качки, вычислителя кинематической навигации в реальном времени и вычислителя параметров сигнальной информации, причем выход вычислителя параметров качки соединен с входом вычислителя параметров сигнальной информации, выходы вычислителя кинематической навигации в реальном времени соединены с входами вычислителя параметров глиссады и вычислителя отклонений от глиссады, вход которого соединен с выходом вычислителя параметров глиссады, выход вычислителя отклонений от глиссады соединен с входом вычислителя параметров сигнальной информации, бортовой навигационный блок содержит второй вычислительный модуль, вход которого соединен с выходом второго инерциально-навигационного модуля, бортовую систему отображения информации, вход которой соединен с выходом второго вычислительного модуля, второй приемопередатчик, вход и выход которого соединены соответственно с выходом и входом второго вычислительного модуля.
Существенными отличительными признаками заявляемой системы являются следующие признаки:
- выполнение корабельного навигационного блока, содержащего первый вычислительный модуль, содержащего вычислитель кинематической навигации в реальном времени, вычислитель параметров качки, вычислитель параметров глиссады, вычислитель отклонений от глиссады, вычислитель параметров сигнальной информации; средство отображения информации, вход которого соединен с выходом вычислителя параметров сигнальной информации; первый приемопередатчик, вход которого соединен с выходом вычислителя параметров сигнальной информации, а выход первого приемопередатчика соединен со входом вычислителя кинематической навигации в реальном времени и со входом вычислителя параметов сигнальной информации; по меньшей мере два измерителя скорости и направления ветра, выходы которых соединены с входами вычислителя параметров сигнальной информации, причем выход по крайней мере одного из измерителей скорости и направления ветра соединен с входом вычислителя параметров качки; мультиантенный спутниковый приемник, включающий по крайней мере три антенны спутниковой навигационной системы, которые соединены соответственно с тремя приемниками спутниковой навигационной системы, которые своими выходами соответственно соединены с входами вычислителя мультиантенного спутникового приемника, выход которого соединен с входом первого инерциально-навигационного модуля, выход которого соединен с входами вычислителя параметров качки, вычислителя кинематической навигации в реальном времени и вычислителя параметров сигнальной информации;
- выполнение вычислителя параметров качки соединенным своим выходом с входом вычислителя параметров сигнальной информации; выполнение вычислителя кинематической навигации в реальном времени соединенным своими выходами с входами вычислителя параметров глиссады и вычислителя отклонений от глиссады; выполнение вычислителя отклонений от глиссады соединенным своим входом с выходом вычислителя параметров глиссады; выполнение вычислителя отклонений от глиссады соединенным своим выходом с входом вычислителя параметров сигнальной информации;
- выполнение бортового навигационного блока, содержащего второй вычислительный модуль, вход которого соединен с выходом второго инерциально-навигационного модуля, выход второго вычислительного модуля соединен с бортовыми системами отображения информации; бортовую систему отображения информации, вход которой соединен с выходом второго вычислительного модуля; второй приемопередатчик, вход и выход которого соединены соответственно с выходом и входом второго вычислительного модуля.
В отличии от прототипа указанные отличительные существенные признаки заявленного технического решения наряду с известными из уровня техники признаками обеспечивают получение технического результата, заключающегося в повышении точности захода на посадку, повышении безопасности вертолетов и повышении ситуационной осведомленности экипажа вертолета и технического персонала авианесущего корабля.
Заявленные изобретения взаимосвязаны между собой настолько, что они образуют единый изобретательский замысел.
Сущность изобретений, их реализуемость и возможность промышленного применения поясняются чертежами, представленными на Фиг. 1, 2.
На Фиг. 1 - структурная схема корабельного навигационного блока.
На Фиг. 2 - структурная схема бортового навигационного блока.
На Фиг. 1,2 имеются следующие позиции:
1 - корабельный навигационный блок;
2 - измерители скорости и направления ветра;
3 - мультиантенный спутниковый приемник;
4 - антенны спутниковой навигационной системы;
5 - приемники спутниковой навигационной системы;
6 - вычислитель мультиантенного спутникового приемника;
7 - первый инерциально-навигационный модуль;
8 - первый вычислительный модуль;
9 - вычислитель кинематической навигации в реальном времени;
10 - вычислитель параметров качки;
11 - вычислитель параметров глиссады;
12 - вычислитель отклонений от глиссады;
13 - вычислитель параметров сигнальной информации;
14 - первый приемопередатчик;
15 - средство отображения информации;
16 - бортовой навигационный блок;
17 - антенна спутниковой навигационной системы;
18 - приемник спутниковой навигационной системы;
19 - второй инерциально-навигационный модуль;
20 - второй вычислительный модуль;
21 - второй приемопередатчик;
22 - бортовая система отображения информации.
Система посадки вертолета на корабль содержит корабельный навигационный блок 1 (Фиг. 1), включающий два измерителя 2 скорости и направления ветра, мультиантенный спутниковый приемник 3, включающий три антенны 4 спутниковой навигационной системы, соединенные соответственно с приемниками 5 спутниковой навигационной системы, выходы которых соответственно соединены с входами вычислителя 6 мультиантенного спутникового приемника, выход которого соединен с входом первого инерциально-навигационного модуля 7. Корабельный навигационный блок 1 также содержит первый вычислительный модуль 8, включающий вычислитель 9 кинематической навигации в реальном времени, вычислитель 10 параметров качки, вычислитель 11 параметров глиссады, вычислитель 12 отклонений от глиссады, вычислитель 13 параметров сигнальной информации. Выход измерителей 2 скорости и направления ветра соединен с входами вычислителя 13 параметров сигнальной информации, кроме того выход одного измерителя 2 скорости и направления ветра соединен с входом вычислителя 10 параметров качки. Выход первого инерциально-навигационного модуля 7 соединен с входами вычислителя 10 параметров качки, вычислителя 9 кинематической навигации в реальном времени и вычислителя 13 параметров сигнальной информации. Вход вычислителя 9 кинематической навигации в реальном времени соединен с выходом первого приемопередатчика 14. Выход вычислителя 9 кинематической навигации в реальном времени также соединен с входами вычислителя 11 параметров глиссады и вычислителя 12 отклонений от глиссады, вход которого соединен с вычислителем 11 параметров глиссады. Вычислитель 10 параметров качки, вычислитель 12 отклонений от глиссады и первый приемопередатчик 14 соединены своими выходами с входами вычислителя 13 параметров сигнальной информации, выходы которого соединены с входами средства 15 отображения информации и первого приемопередатчика 14. Система посадки вертолета на корабль также содержит бортовой навигационный блок 16 (Фиг. 2), включающий антенну 17 спутниковой навигационной системы, соединенную с приемником 18 спутниковой навигационной системы, выход которого соединен с входом второго инерциально-навигационного модуля 19, выход которого соединен с входом второго вычислительного модуля 20, вход и выход которого соединены с выходом и входом второго приемопередатчика 21. Выход второго вычислительного модуля 20 соединен с входом бортовой системы 22 отображения информации.
Работа предложенных способа посадки вертолета на корабль и системы для его осуществления обеспечивает информационную поддержку и определение взаимного положения вертолета и корабля на режимах выхода в точку начала глиссады снижения, прохода по глиссаде и посадки на палубу. При прибытии вертолета, готовящегося совершить посадку на корабль, в зону, обеспечивающую устойчивый обмен данными между корабельным навигационным блоком 1 (Фиг. 1) и бортовым навигационным блоком 16 (Фиг. 2), который обеспечивается первым приемопередатчиком 14 (Фиг. 1) и вторым приемопередатчиком 21 (Фиг. 2), производится передача навигационных и пилотажных данных вертолета, определенных по сигналам спутниковой навигационной системы при помощи антенны 17 спутниковой навигационной системы и приемника 18 спутниковой навигационной системы и второго инерциально-навигационного модуля 19, за счет чего обеспечивается получение навигационной информации от вертолета, включающей абсолютные координаты местоположения вертолета и результаты измерения фазы несущей. Эти данные обрабатываются вторым вычислительным модулем 20 и посредством второго приемопередатчика 21 передаются на корабельный навигационный блок 1 (Фиг. 1), где принимаются первым приемопередатчиком 14 и передаются на вход вычислителя 13 параметров сигнальной информации. Также на вход вычислителя 13 параметров сигнальной информации поступают навигационные данные корабля, определенные по сигналам спутниковой навигационной системы при помощи мультиантенного спутникового приемника 3 и первого инерциально-навигационного модуля 7. На основании принятых данных вычислитель 13 параметров сигнальной информации производит расчет взаимного положения вертолета и корабля и, в зависимости от расстояния между ними и с учетом пороговых значений дальности, известных из руководства по летной эксплуатации вертолета, устанавливает режим работы системы. При превышении значением дальности между вертолетом и кораблем порогового значения, соответствующего дальности входа в точку начала глиссады, система работает в режиме привода в точку начала глиссады снижения. При этом бортовым навигационным блоком 16 (Фиг. 2) при помощи второго приемопередатчика 21 как описывалось ранее передаются навигационные и пилотажные данные вертолета, которые принимаются первым приемопередатчиком 14 (Фиг. 1) и, совместно с навигационными данными корабля, выработанными мультиантенным спутниковым приемником 3 и первым инерциально-навигационным модулем 7, обрабатываются вычислителем 13 параметров сигнальной информации, после чего отображаются на средстве 15 отображения информации. Навигационные данные корабля поступают с выхода вычислителя 13 параметров сигнальной информации и посредством первого приемопередатчика 14 передаются на второй приемопередатчик 21 (Фиг. 2), откуда передаются на вход второго вычислительного модуля 20, где производится их обработка совместно с навигационными данными вертолета, после чего с выхода второго вычислительного модуля 20 поступают данные для отображения на бортовой системе 22 отображения информации.
При значении дальности между вертолетом и кораблем менее порогового значения, соответствующего дальности входа в точку начала глиссады, но более порогового значения, соответствующего дальности начала маневра для выполнения прохода борта корабля и посадки на палубу, система работает в режиме поддержки при проходе вертолета по глиссаде. В данном режиме процесс выработки информативных данных в бортовом навигационном блоке 16 и процесс передачи выработанных данных в корабельный навигационный блок 1 (Фиг. 1) аналогичны описанному ранее. Одновременно с этим сигналы спутниковой навигационной системы воспринимаются антеннами 4 спутниковой навигационной системы, после чего передаются на приемники 5 спутниковой навигационной системы и далее на входы вычислителя 6 мультиантенного спутникового приемника. На основании принятых данных в вычислителе 6 мультиантенного приемника производится вычисление параметров пространственной ориентации корабля на основе тройных разностей фазовых измерений приемников. Вычисленные параметры пространственной ориентации корабля поступают на вход первого инерциально-навигационного модуля 7, где осуществляется определение параметров пространственной ориентации корабля посредством комплексирования посредством фильтра Калмана поступивших данных с параметрами пространственной ориентации корабля, определенными инерциально-навигационным модулем 7. Комплексированные значения параметров пространственной ориентации корабля поступают на вход вычислителя 13 параметров сигнальной информации и на вход вычислителя 10 параметров качки. Измерителем 2 скорости и направления ветра производится определение скорости и направления ветра, воздействующего на корабль. Данные параметры также поступают на вход вычислителя 13 параметров сигнальной информации. На основании принимаемых в течение определенного периода времени данных о скорости и направлении ветра и о параметрах пространственной ориентации корабля (крен, дифферент, курс) вычислителем 10 параметров качки формируется модель качки корабля с вычислением значений характерных для нее параметров и производится прогнозирование параметров качки корабля. Одним из способов решения данной задачи является построение фильтра Калмана, учитывающего спектральные характеристики волнения и динамические характеристики корабля. Параметры качки корабля передаются с выхода вычислителя 10 параметров качки на вход вычислителя 13 параметров сигнальной информации. С выхода вычислителя 6 мультиантенного спутникового приемника через первый инерциально-навигационный модуль 7 на вход вычислителя 9 кинематической навигации в реальном времени поступают навигационные данные от одного из приемником 5 спутниковой навигационной системы, который соединен с антенной 4 спутниковой навигационной системы, расположенной на известном расстоянии от центра взлетно-посадочной площадки, которое может быть в дальнейшем учтено при расчетах. Таким образом, антенна 4 спутниковой навигационной системы, приемником 5 спутниковой навигационной системы, вычислитель 6 мультиантенного спутникового приемника и соединенный с ним первый инерциально-навигационный модуль 7 обеспечивают получение навигационной информации от корабля, включающей абсолютные координаты местоположения корабля и результаты измерения фазы несущей. На вход вычислителя 9 кинематической навигации в реальном времени также поступают навигационные данные вертолета, принятые первым приемопередатчиком 14. На основании полученных данных в вычислителе 9 кинематической навигации в реальном времени производится объединение навигационной информации вертолета с навигационной информацией от корабля для определения относительного положения вертолета и корабля и вектора скорости между вертолетом и кораблем. Объединение навигационной информации вертолета с навигационной информацией от корабля производится посредством известного алгоритма кинематической навигации в реальном времени, включающего дифференциальные операции с использованием фазы несущей. Результатом выполнения данного алгоритма является определение относительного положения вертолета и корабля и вектора скорости между вертолетом и кораблем. Под относительным положением вертолета и корабля следует понимать координаты вертолета в локальной системе координат (например, в виде значений дальности, высоты и азимута), связанной с кораблем, началом которой целесообразно принять центр посадочной площадки. Информация об относительном положении поступает с выхода вычислителя 9 кинематической навигации в реальном времени на вход вычислителя 11 параметров глиссады для формирования параметров глиссады снижения вертолета. Также на вход вычислителя 9 кинематической навигации в реальном времени поступают параметры пространственной ориентации корабля, которые передаются на вход вычислителя 11 параметров глиссады. Глиссада снижения представляет собой траекторию захода на посадку, заданную в виде зависимости высоты вертолета от дальности от корабля до вертолета, известной из руководства по летной эксплуатации вертолета. Формирование параметров глиссады заключается в определении координат точки глиссады с нулевым отклонением по азимуту и высоте для текущей дальности между вертолетом и кораблем в принятой локальной системе координат. Значение высоты рассчитывается для текущего значения дальности исходя из зависимости, представленной в руководстве по летной эксплуатации вертолета. Значение азимута рассчитывается по значению курса корабля. Вычисленные параметры глиссады с выхода вычислителя 11 параметров глиссады поступают на вход вычислителя 12 отклонений от глиссады. Также на вход вычислителя 12 отклонений от глиссады поступают информация об относительном положении и вектор скорости между вертолетом и кораблем с выхода вычислителя 9 кинематической навигации в реальном времени. Вычислитель 12 отклонений от глиссады на основе информация об относительном положении между вертолетом и кораблем и параметров глиссады производит вычисление отклонений от глиссады снижения вертолета по курсу и высоте и передает вычисленные значения, а также значения вектора скорости между вертолетом и кораблем на вход вычислителя 13 параметров сигнальной информации. На вход вычислителя 13 параметров сигнальной информации также поступают значения скорости и направления ветра с выходов измерителей 2 скорости и направления ветра и пилотажные параметры вертолета, поступающие с выхода приемопередатчика 14. На основании полученных данных, а также с использованием известных из руководств ограничений по пилотажным параметрам в вычислителе 13 параметров сигнальной информации производится определение категории сигнальной информации (уведомляющая, предупреждающая или аварийная) по ряду параметров, критичных с точки зрения точности захода и безопасности полетов на этапе захода на посадку, в частности по приборной и вертикальной скорости вертолета, а также значение поправки на ветер по рассчитанному значению встречной составляющей скорости ветра относительно курса посадки, после чего данная информация отображается при помощи средства 15 отображения информации. Кроме того, с выхода вычислителя 13 параметров сигнальной информации на вход первого приемопередатчика 14 поступает информация об относительном положении, об отклонениях вертолета от глиссады снижения, об отклонения пилотажных параметров от значений, предписанных руководствами, а также о параметрах качки корабля и метеорологических параметрах. Эти данные посредством первого приемопередатчика 14 передаются на второй приемопередатчик 21 (Фиг. 2), откуда передаются на вход второго вычислительного модуля 20, где сохраняются до поступления обновленных данных и передаются с выхода второго вычислительного модуля 20 для отображения на бортовой системе 22 отображения информации.
При значении дальности между вертолетом и кораблем менее порогового значения, соответствующего дальности начала маневра для выполнения прохода борта корабля и посадки на палубу, система работает в режиме поддержки при посадке на палубу. В целом принцип работы системы в этом режиме и последовательность выполнения операций аналогичны описанным для режима поддержки при проходе глиссады. Отличие состоит в объеме информации, выдаваемой с выхода вычислителя 13 (Фиг. 1) параметров сигнальной информации и отображаемой с помощью средства 15 отображения информации. Вычислитель 13 параметров сигнальной информации на основе получаемых данных о текущих параметрах пространственной ориентации корабля, а также с использованием известных из руководств по летной эксплуатации вертолета значений ограничений по углам наклона посадочной площадки производит определение категории сигнальной информации по параметрам пространственной ориентации корабля, после чего передает полученные данные на средство 15 отображения информации. Вычислитель 13 параметров сигнальной информации на основе получаемых данных о скорости и направлении ветра в зоне посадки, получаемых от измерителя 2 скорости и направления ветра, определяет значения составляющих скорости ветра относительно продольной оси вертолета и сравнивает их со значениями ограничений, установленными руководством по летной эксплуатации вертолета для режимов висения и посадки, для определения категории сигнальной информации по параметрам ветра, после чего передает полученные данные на средство 15 отображения информации. Также вычислителем 13 параметров сигнальной информации производится определение интервала времени, в течение которого возможно совершение безопасной посадки на палубу, и периода времени до наступления ближайшего такого интервала на основании результатов прогнозирования параметров качки корабля. Эта информация наряду с данными о положении вертолета относительно центра посадочной площадки передается для индикации на средство 15 отображения информации. Другим отличием данного режима работы системы от режима поддержки при проходе по глиссаде является определение интервала времени, в течение которого возможно совершение безопасной посадки на палубу, и периода времени до наступления ближайшего такого интервала вторым вычислительного модулем 20 (Фиг. 2) на основе сохраненных параметров качки корабля и отображение этих данных бортовой системе 22 отображения информации.
В отличие от прототипа (способа), где отсутствует возможность получения и использования информации о параметрах ветра в зоне посадки, а также отсутствует возможность получения и использования информации по параметрам пространственной ориентации корабля и качки корабля, предложенный способ включает определение скорости и направления ветра, воздействующего на корабль, а также определение параметров пространственной ориентации корабля и прогнозирование параметров качки корабля на основе данных о параметрах пространственной ориентации корабля, о скорости и направлении ветра, что позволяет оценить динамическое состояние корабля и возможность выполнения посадки вертолета на палубу, что повышает безопасность эксплуатации вертолетов. Кроме того, учет скорости и направления ветра, воздействующего на вертолет в процессе прохода по глиссаде снижения, позволяет повысить точность захода на посадку.
В отличие от прототипа (способа), где технические решения направлены на определение относительного положения вертолета и корабля и вектора скорости между вертолетом и кораблем, не позволяющими сформировать однозначную оценку правильности выполнения захода на посадку, предложенный способ включает формирование параметров глиссады снижения вертолета на основе информации об относительном положении вертолета и корабля и вычисление отклонений от глиссады снижения на основе информации об относительном положении вертолета и корабля и параметров глиссады снижения, что позволяет количественно оценить корректность действий экипажа и необходимость выполнения дополнительных управляющих воздействий при проходе вертолета по глиссаде, что повышает точность захода на посадку.
В отличие от прототипа (системы), где отсутствуют средства для оценки положения вертолета относительно глиссады снижения, предложенный корабельный навигационный блок содержит первый вычислительный модуль, содержащий вычислитель кинематической навигации в реальном времени, вычислитель параметров глиссады, вычислитель отклонений от глиссады и вычислитель параметров сигнальной информации, причем выходы вычислителя кинематической навигации в реальном времени соединены с входами вычислителя параметров глиссады и вычислителя отклонений от глиссады, вход которого соединен с выходом вычислителя параметров глиссады, выход вычислителя отклонений от глиссады соединен с входом вычислителя параметров сигнальной информации. Таким образом, определение отклонений вертолета от глиссады, выполняемое с помощью вычислителя кинематической навигации в реальном времени, вычислителя параметров глиссады и вычислителя отклонений от глиссады позволяет количественно оценить корректность действий экипажа и необходимость выполнения дополнительных управляющих воздействий при проходе вертолета по глиссаде, что повышает точность захода на посадку и повышает ситуационную осведомленность экипажа вертолета и технического персонала корабля. Кроме того, выполнение вычислителя кинематической навигации в реальном времени в составе корабельного навигационного блока, расположенного на менее подвижном из объектов системы корабль-вертолет, позволяет использовать его в качестве базы при выполнении алгоритма кинетической навигации в реальном времени, что повышает точность определения относительного положения корабля и вертолета и, следовательно, повышает точность захода на посадку.
В отличие от прототипа (системы), где отсутствуют средства для получения информации о параметрах ветра в зоне посадки, а также отсутствуют средства для получения информации по параметрам пространственной ориентации корабля и качки корабля предложенный корабельный навигационный блок содержит два измерителя скорости и направления ветра, выходы которых соединены с входами вычислителя параметров сигнальной информации, причем выход одного из измерителей скорости и направления ветра соединен с входом вычислителя параметров качки, который выполнен в первом вычислительном модуле, причем выход вычислителя параметров качки соединен с входом вычислителя параметров сигнальной информации, мультиантенный спутниковый приемник, включающий три антенны спутниковой навигационной системы, которые соединены соответственно с тремя приемниками спутниковой навигационной системы, которые своими выходами соответственно соединены с входами вычислителя мультиантенного спутникового приемника, выход которого соединен с входом первого инерциально-навигационного модуля, выход которого соединен с входами вычислителя параметров качки, вычислителя кинематической навигации в реальном времени и вычислителя параметров сигнальной информации, что обеспечивает точное определение параметров пространственной ориентации корабля и определение параметров ветра в зоне посадки, что повышает безопасность эксплуатации вертолетов, а также позволяет количественно оценить динамическое состояние корабля, что повышает ситуационную осведомленность экипажа вертолета и технического персонала корабля. Кроме того, использование измерителя скорости и направления ветра позволяет определить значение поправки на ветер при поддержании необходимого значения скорости вертолета, что повышает точность его захода на посадку.
В отличие от прототипа (системы), где отсутствуют средства для отображения полученных данных, а также отсутствуют средства, обеспечивающие двусторонний обмен данными между кораблем и вертолетом, предложенный корабельный навигационный блок содержит средство отображения информации, вход которого соединен с выходом вычислителя параметров сигнальной информации, и первый приемопередатчик, вход которого соединен с выходом вычислителя параметров сигнальной информации, а выход первого приемопередатчика соединен со входом вычислителя кинематической навигации в реальном времени и со входом вычислителя параметров сигнальной информации, бортовой навигационный блок содержит второй вычислительный модуль, вход которого соединен с выходом второго инерциально-навигационного модуля, бортовую систему отображения информации, вход которой соединен с выходом второго вычислительного модуля, второй приемопередатчик, вход и выход которого соединены соответственно с выходом и входом второго вычислительного модуля, что обеспечивает двусторонний обмен данными между вертолетом и кораблем, а также представление информации экипажу вертолета и техническому персонала корабля в графическом виде, и, следовательно, повышает ситуационную осведомленность экипажа вертолета и технического персонала корабля.
Устройство может быть реализовано приборостроительным предприятием с применением электронных компонентов, выпускаемых промышленностью. В качестве измерителей 2 (Фиг. 1) скорости и направления ветра могут быть использованы датчики скорости и направления ветра анемометрические комбинированные ДСНВ-2 производства АО «НПП «Радар ммс». В качестве антенн 4,17 (Фиг. 1,2 соответственно) спутниковых навигационных систем могут быть использованы антенны со стабильным фазовым центром, например, антенна АСНБ-2 производства Филиал ОАО
«Объединенная ракетно-космическая корпорация» - «Научно-исследовательский институт космического приборостроения». В качестве приемников 5,18 (Фиг. 1,2 соответственно) спутниковых навигационных систем могут быть использованы приемники, обеспечивающие выдачу измерений полной фазы несущей, например, модуль ГеоС-3МЯ производства ДЦ «ГеоСтар Навигация». Вычислитель 6 (Фиг. 1) мультиантенного спутникового приемника может быть реализован на основе микросхемы серии 1986 ВЕ1Т. Также в качестве мультиантенного спутникового приемника 3 может быть использована угломерная аппаратура МРК-32 производства АО «НИН «Радиосвязь». Первый и второй вычислительные модули 8, 20 (Фиг. 1,2 соответственно) могут быть реализованы в виде электронных блоков, с размещенными в них печатными платами, причем вычислитель 9 (Фиг. 1) кинематической навигации в реальном времени, вычислитель 10 параметров качки, вычислитель 11 параметров глиссады, вычислитель 12 отклонений от глиссады, вычислитель 13 параметров сигнальной информации могут быть реализованы на основе микросхем серии 1986 ВЕ1Т. В качестве первого инерциально-навигационного модуля 7 может быть использована система инерциальной навигации и стабилизации «Ладога-МЭ» производства АО «КОНЦЕРН «ЦНИИ «ЭЛЕКТРОПРИБОР». В качестве средства 15 отображения информации может быть использован видеомонитор серии ВМЦ производства ОАО «КБ «Дисплей». В качестве первого и второго приемопередатчиков 14, 21 (Фиг. 1,2 соответственно) могут быть использованы приемопередатчики ПП-3U производства АО «ИРЗ». В качестве второго инерциально-навигационного модуля 19 (Фиг. 2) могут быть использованы бесплатформенные инерциально-навигационные системы из состава комплексов бортового оборудования вертолета. В качестве бортовой системы отображения информации 22 могут быть использованы многофункциональные дисплеи и индикаторы на фоне лобового стекла, используемые в современных вертолетах.
Осуществление и использование предложенной системы, реализующей способ посадки вертолета на корабль, позволяет достичь заявленных технических результатов и решить заявленную техническую проблему, которая не могла быть решена при осуществлении аналогов заявленной группы технических решений.
Заявленная группа изобретений имеет отличия от наиболее близких аналогов, следовательно, она удовлетворяет условию патентоспособности «новизна».
Заявленная группа изобретений явным образом не следует из уровня техники. Кроме того, в процессе патентного поиска не выявлены технические решения, имеющие признаки, совпадающие с отличительными признаками заявленной группы изобретений, следовательно, она удовлетворяет условию патентоспособности «изобретательский уровень».
Достижение заявленных технических результатов подтверждают проведенные математическое моделирование и исследовательские испытания макетного образца на приборостроительном предприятии, в связи с этим группа изобретение соответствует условию патентоспособности «промышленная применимость».