СИСТЕМА ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ СТОЛКНОВЕНИЯ ВЕРТОЛЕТА С ЗЕМЛЕЙ

Полезная модель относится к технике бортовых систем раннего предупреждения приближения к земле и может быть использована для оповещения пилота вертолета об опасности столкновения с землей или искусственным препятствием, расположенным в направлении полета.
Известны системы предупреждения столкновения с землей (US 6122570, 19.09.2000; US 6092009, 18.07.2000; US 6219592, 17.04.2001; US 6138060, 24.10.00; US 5839080, 17.11.1998; RU 2271039, 27.02.2006), предназначенные для оповещения пилота самолета об опасной близости к земле.
Самолетные устройства обеспечивают предупреждение экипажа об опасной близости к земле за фиксированное время (как правило, 60 секунд), вне зависимости от текущего этапа полета. Информация об этапе полета используется только для изменения запаса по высоте над землей, при полете ниже которого должна быть выдана сигнализация. Этап полета определяется на основе удаления и высоты над ближайшим аэродромом, выбираемым из базы данных аэродромов. Чтобы избежать необоснованной сигнализации при взлете и посадке, работа системы блокируется в непосредственной вблизи от аэродрома (1-2 км). Такая логика определения этапов полета хорошо работает при установке системы на больших коммерческих самолетах, посадка которых вне аэродрома невозможна.
Учитывая, что вертолет выполняет взлет и посадку не только на аэродромах, но и на площадках, отсутствующих в базе данных, подход построения системы, базирующийся на удалении и высоте до ближайшего аэродрома, при взлете/посадке вертолета вне аэродрома оказывается не работоспособным.
Вторым ограничением для применения самолетной системы на вертолете является тот факт, что при выполнении ряда работ вертолеты могут выполнять полеты на высотах в непосредственной близости к земле, а также возможно транспортирование грузов на внешней подвеске.
Наиболее близким к настоящему изобретению по технической сущности и решаемой задаче является устройство для предотвращения столкновения вертолета с землей (US 6583733 В2, 24.06.03).
Система - прототип обеспечивает формирование области сигнализации в условиях обычного полета и маловысотного полета вертолета. Закон
формирования области сигнализации для условий обычного полета аналогичен реализованному алгоритму в самолетной системе, а именно, из условия обеспечения ухода от столкновения с препятствием путем отворота от него. Закон формирования области сигнализации для условий маловысотного полета вертолета основан на переходе из режима горизонтального полета в режим висения.
Однако, такая логика работы системы, с одной стороны, ограничивает возможности пилота вертолета по выбору удобного для него маневра ухода от столкновения при выполнении обычного полета, а, с другой стороны, приводит к ложным сигнализациям при выполнении маловысотного полета, так как не учитывается, что уход от столкновения с препятствием может выполняться не только путем зависания перед ним, но также и путем его обхода (сбоку или сверху) с увеличением режима работы двигателей.
Ширина области сигнализации в обычном и маловысотном полете идентична, что при маловысотном полете может являться причиной нежелательных сигнализаций. Кроме того, в системе при формировании области сигнализации не учитывается режим полета с грузом на внешней подвеске.
Задачей полезной модели является обеспечение своевременного формирования сигнала оповещения пилота вертолета о близости к земле на всех этапах полета.
Технический результат, достигаемый при осуществлении настоящей полезной модели, заключается в расширении функциональных возможностей по выработке сигнала оповещения о близости к земле и снижении вероятности ложных сигнализаций на всех этапах полета вертолета.
Поставленная задача с достижением упомянутого выше технического результата решается тем, что в систему предупреждения столкновения вертолета с землей, содержащую приемник спутниковой навигационной системы (СНС), блок баз данных рельефа и препятствий, блок баз данных аэродромов, оперативное запоминающее устройство (ОЗУ), последовательно соединенные датчик вертикальной скорости, блок вычисления вертикального профиля области, блок формирования области сигнализации, блок формирования сигналов оповещения и блок сигнализации, блок определения этапа полета, блок задания ширины области сигнализации и блок индикации, причем вход/выход блока баз данных аэродромов соединен с первым входом/выходом блока определения этапа
полета, выход приемника СНС соединен с вторым входом блока определения этапа полета, с третьим входом блока вычисления вертикального профиля области сигнализации, с первым входом ОЗУ и с вторым входом блока формирования области сигнализации, к третьему входу которого подключен выход блока задания ширины области сигнализации, вход/выход блока баз данных аэродромов связан с вторым входом/выходом ОЗУ, выход которого соединен с вторым входом блока формирования сигналов оповещения и с первым входом блока индикации, второй вход которого подключен к второму выходу блока формирования сигналов оповещения, введены блок вычисления времени прогнозирования траектории и блок задания этапов полета, выход которого соединен с дополнительным входом блока вычисления вертикального профиля области, с дополнительным входом блока задания ширины области сигнализации и с первым входом блока вычисления времени прогнозирования траектории, второй вход которого подключен к выходу блока определения этапа полета, третий вход которого подключен к выходу приемника СНС, а выход соединен с четвертым входом блока формирования области сигнализации.
Поставленная задача решается также тем, что:
блок вычисления времени прогнозирования траектории выполнен с возможностью вычисления времени прогнозирования траектории t[i,j] в виде нелинейной зависимости от скорости полета по формуле
,
где i - номер зоны области сигнализации (от 1 до 4),
a[i,j], b[i,j] и c[i,j] - коэффициенты для обычного (j=1) и для маловысотного полета (j=2);
2
1∑
y
блок вычисления вертикального профиля области сигнализации выполнен с возможностью формирования запаса по высоте для предупреждающей Н и для аварийной сигнализации H с учетом вертикальной V и путевой скорости W
,
,
1
1
где: H - запас по высоте, зависящий от текущего этапа полета и выбираемый в соответствии с правилами производства полетов, при этом на этапе полета «Груз на внешней подвеске» запас по высоте H увеличивается на длину тросов внешней подвески Ht;
r
t - время, потребное пилоту для реакции на сигнализацию;
Kw - коэффициент зависящий от путевой скорости
,
где Wmin и Wк - минимальная скорость установившегося полета и минимальная крейсерская скорость для обеспечения минимального километрового расхода горючего для конкретного типа вертолета, соответственно;
блок задания ширины области сигнализации выполнен с возможностью изменения ширины области для обычного полета и для полета на малой высоте, при этом ширина Ш полагается
,
где: σ - средняя квадратическая ошибка определения горизонтальных координат вертолета;
dШ - расстояние, на которое допускается приближение вертолета к вертикальным склонам.
Технический результат обеспечивается тем, что выбор таких параметров области сигнализации как длина области (определяемая как произведение времени прогнозирования траектории на путевую скорость) и запас по высоте осуществляется на основе текущей путевой скорости. При этом время прогнозирования траектории является нелинейной функцией от путевой скорости. Это позволяет, с одной стороны обеспечить своевременное обнаружение опасных элементов рельефа на крейсерских скоростях полета, а с другой стороны автоматически сжать область сигнализации (вплоть до нулевого значения) при полете на малых скоростях, характерных для этапов взлета и посадки. Нелинейный характер зависимости времени прогнозирования траектории от скорости позволяет избежать ложных сигнализаций системы при работе на малых скоростях и обеспечивает запас времени, достаточный для принятия решения о наилучшем способе ухода от столкновения с землей.
Для расширении функциональных возможностей по выработке сигнала оповещения о близости к земле введен блок задания этапа полета, который формирует команду «Маловысотный полет» и дополнительную команду «Груз на внешней подвеске».
Полезная модель иллюстрируется чертежами, на которых изображено:
на фиг.1 - структурная схема заявляемого устройства;
на фиг.2 - вертикальный профиль области сигнализации;
на фиг.3 - горизонтальный профиль области сигнализации;
на фиг.4 - графики зависимости дальности обзора от путевой скорости при обычном полете;
на фиг.5 - графики зависимости дальности обзора от путевой скорости на этапе «Маловысотный полет».
На фиг.1 обозначены:
1 - приемник СНС;
2 - блок баз данных рельефа и препятствий;
3 - блок баз данных аэродромов;
4 - ОЗУ;
5 - датчик вертикальной скорости;
6 - блок вычисления вертикального профиля области сигнализации;
7 - блок формирования области сигнализации;
8 - блок формирования сигналов оповещения;
9 - блок сигнализации;
10 - блок определения этапа полета;
11 - блок задания ширины области сигнализации;
12 - блок индикации;
13 - блок вычисления времени прогнозирования траектории;
14 - блок задания этапа полета.
Система предупреждения столкновения вертолета с землей содержит (см. фиг.1) последовательно соединенные датчик 5 вертикальной скорости, блок 6 вычисления вертикального профиля области, блок 7 формирования области сигнализации, блок 8 формирования сигналов оповещения и блок 9 сигнализации.
Выход приемника 1 СНС соединен с вторым входом блока 10 определения этапа полета, с третьим входом блока 6 вычисления вертикального профиля области сигнализации, с первым входом ОЗУ 4, с вторым входом блока 10 определения этапа полета и с вторым входом блока 7 формирования области сигнализации, к третьему входу которого подключен выход блока 11 задания ширины области сигнализации. Вход/выход блока 3 баз данных аэродромов связан с первым входом/выходом блока 10 определения этапа полета.
Вход/выход блока 2 баз данных рельефа и препятствий связан с вторым входом/выходом ОЗУ 4, выход которого соединен с вторым входом блока 8 формирования сигналов оповещения и с первым входом блока 12 индикации, второй вход которого подключен к второму выходу блока 8.
Выход блока 14 задания этапа полета соединен с четвертым (дополнительным) входом блока 6 вычисления вертикального профиля области сигнализации, с дополнительным входом блока 11 задания ширины области сигнализации и с первым входом блока 13 вычисления времени прогнозирования траектории, второй вход которого подключен к выходу блока 10 определения этапа полета.
Приемник 1 СНС, блоки 2 и 3 баз данных, ОЗУ 4, датчик 5 вертикальной скорости, а также блоки 8-10 и 12 не имеют конструктивных особенностей по сравнению с прототипом.
Блок 6 по сравнению с прототипом имеет четвертый дополнительный вход, а блок 11 - дополнительный вход, на которые поступает команда об этапе полета с выхода блока 14.
Блок 14 задания этапа полета формирует команду об этапе полета вертолета «Маловысотный полет» и дополнительную команду «Груз на внешней подвеске» и может быть выполнен, например, в виде двух кнопок управления, включаемых по команде экипажа. Команда «Груз на внешней подвеске» может подаваться автоматически от датчика наличия внешнего груза.
Блок 13 предназначен для вычисления времени прогнозирования траектории.
1
4
1
2
3
4
Время прогнозирования траектории t-t характеризуют длину областей сигнализации (см. фиг.2), которые, в свою очередь, определяют, на каком расстоянии до опасного препятствия экипажу будет выдан сигнал оповещения. Время t и время t характеризуют соответственно длину зоны (1) аварийной сигнализации и длину зоны (2) предупреждающей сигнализации об опасном рельефе (препятствиях), расположенном ниже текущей высоты полета вертолета. Время t и время t характеризуют, соответственно, длину зоны (3) аварийной сигнализации и зоны (4) предупреждающей сигнализации о препятствиях, расположенных выше текущей высоты полета вертолета.
Блок 13 работает следующим образом. По его первому и второму входам принимается текущий этап полета, при этом если по первому входу принята команда «Маловысотный полет», то текущим этапом полагается «Маловысотный
полет» вне зависимости от состояния второго входа. На основании значения путевой скорости w вертолета, принятого по третьему входу, вычисляется время прогнозирования траектории по формуле (1).
Для обычного полета, данные об этапе которого поступают от блока 10, значения коэффициентов выбирают, исходя из следующих соображений.
Коэффициент a[i,1] характеризует время, отводимое на реакцию пилота. Его, как правило, (см. Стандарт федеральной авиационной администрации США TSO-С151А "Terrain Awareness And Warning System" от 29 ноября 1999), выбирают равным
а[1,1]=а[3,1]=1 сек для зон (1) и (3) аварийной сигнализации и
а[2,1]=а[4,1]=3 сек для зон (2) и (4) предупреждающей сигнализации.
2
Коэффициент b[1,1] выбирают, исходя из условия, что после выдачи сигнализации для предотвращения столкновения летчик должен иметь возможность выполнить как маневр ухода от препятствия путем отворота, так и путем остановки вертолета. Время, потребное на отворот от препятствия равно соотношению w/(g·tg(℘)), где g - ускорение свободного падения (9,81 м/сек), ℘ - угол крена, рекомендуемый для выполнения маневра ухода от столкновения с препятствием, в соответствии с руководством по летной эксплуатации на вертолет.
0
0
0
Время, потребное для полного гашения поступательной скорости вертолета равно w/(2·a), где а - достижимое ускорение замедления вертолета. В результате в качестве коэффициента b[1,1], который отвечает за линейную компоненту времени t[i,j] принимают большее из значений 1/(g·tg(℘)) или 1/(2·а).
Время t[2,1] для выдачи предупреждающей сигнализации вычисляют из условия, что b[2,1]=1,5·b[1,1], так как это позволяет обеспечить дополнительный 50% запас по времени для принятия решения перед выдачей аварийной сигнализации.
Коэффициент c[i,1] учитывает необходимость заблаговременного обнаружения опасных элементов рельефа и искусственных препятствий, расположенных выше текущей высоты полета вертолета. Поэтому при расчете времени t[1,1] и времени t[2,1] его полагают равным нулю и используют только при расчете времени t[3,1] и времени t[4,1]. Введение квадратичной составляющей времени прогнозирования траектории от скорости позволяет существенно расширить возможности по своевременному обнаружению опасных элементов при больших скоростях
полета. В то же время частота появления ложных срабатываний на малых скоростях, характерных для этапов взлета и захода на посадку, не увеличивается, так как длина верхней части зоны (3) и зоны (4) быстро уменьшается по мере снижения скорости.
Чтобы обеспечить время прогнозирования, достаточное для принятия решения по уходу от препятствия коэффициенты с[3,1] и с[4,1] выбирают из условий:
2
t[3,1]=a[3,1]+b[3,1]·w+с[3,1]·w=45 секунд;
2
t[4,1]=а[4,1]+b[4,1]·w+с[4,1]·w=60 секунд,
где: а[3,1]=а[1,1], b[3,1]=b[1,1], a[4,1]=а[2,1], b[4,1]=b[2,1].
Считается, что для обычного полета для принятия решения и ухода от столкновения достаточно, чтобы предупреждающая сигнализация была выдана за 60 секунд до столкновения с землей, а аварийная за 45 секунд до столкновения.
При маловысотном полете коэффициенты a[i,2], b[i,2] и c[i,2] для расчета значений времени прогнозирования траектории t[1,2] - t[4,2] задают из условия возможности ухода от столкновения любыми доступными способами (переход в режим зависания, изменение курса полета, уход с набором высоты с увеличением режима работы двигателей и их комбинация) и достижения минимального уровня ложных сигнализаций. Значения могут выбираться экспериментально при полетах с системой на тренажере конкретного типа вертолета, следующим образом. Летчику дается задание выполнить ряд процедур, характерных для этапа маловысотного полета, например, осуществить поисковые работы в заданном районе. В процессе штатной работы летчику предлагается осуществить опасное сближение с подстилающей поверхностью и через 1-3 секунды после выдачи сигнализации начать уход от столкновения. Наилучшими полагаются коэффициенты, обеспечивающие уход от столкновения при полете как на плавно нарастающий, так и на отвесный склоны, при этом количество ложных срабатываний не должно провоцировать экипаж на выключение системы.
o1
o2
o1
o2
1
2
o1
1
o2
2
1
2
Для того, чтобы исключить нежелательную сигнализацию от элементов рельефа или препятствий, расположенных под вертолетом, но не представляющим опасности, в нижней части границы сигнализации делают «скос», определяемый временем t, t. Чтобы обеспечить равномерное сжатие области сигнализации по мере уменьшения путевой скорости, значения t[i], t[i] выбирают на основе значений t, t как t[i]=k·t[1,j], t[i]=k·t[2,j], где коэффициенты k и k выбирают из диапазона значений от 0,2 до 0,5.
МБВ
2
1
1
2
МБВ
1
МБВ
1
В блоке 6 вычисляются параметры вертикального профиля области сигнализации (фиг.2), а именно минимальная безопасная высота пролета над препятствиями H, запас по высоте для формирования предупреждающей Н и аварийной H сигнализации, углы α, β и β наклона элементов области. Начальные значения H и H выбираются в зависимости от текущего этапа полета, определенного на основании информации принятой на второй и четвертый входы. Значения высот H и H для этапов обычного полета (на земле, взлет, посадка, полет в районе аэродрома, полет вне аэродрома) и маловысотный полет нормируются правилами производства полетов.
1
1
1
г
При наличии команды «Груз на внешней подвеске», поступающей от блока 14, запас по высоте H, соответствующий текущему этапу полета, увеличивается на длину используемых тросов внешней подвески (Ht) и составляет Н =H+Ht. Если длина подвеса неизвестна, ее полагают максимально возможной для данного типа ВС.
1
1
г
Если принято отрицательное значение отдатчика 11 вертикальной скорости, то есть вертолет снижается, запас по высоте H, соответствующий текущему этапу полета (или Н  для полета с грузом), увеличивается на величину
y
r
y
2
ΔН=|V|·t+0.2V ,
y
где: V - текущее значение вертикальной скорости снижения;
r
t - время, потребное на реакцию пилота до начала маневра ухода от столкновения с препятствием.
МБВ
1
При взлетах и посадках на площадки, отсутствующие в базе данных аэродромов, этап полета, определяемый в блоке 10, может не соответствовать реальному этапу полета. Например, удаление до ближайшего аэродрома из базы данных таково, что полагается, что вертолет находится на крейсерском этапе полета, хотя реально осуществляется заход на посадку и допускается, чтобы запас по высоте над землей был меньше, чем это нормируется для крейсерского этапа полета. Это, в свою очередь, может приводить к ложной сигнализации об опасной близости к земле. Поэтому, для обеспечения взлетов и посадок с таких площадок, запас по высоте H и результирующий запас по высоте для аварийной сигнализации (H+ΔН) делают функцией текущей путевой скорости, принятой на третий вход блока 6. Тогда итоговый запас по высоте для выдачи аварийной сигнализации можно представить как функцию, зависящую от текущего этапа полета, вертикальной и путевой скорости по формуле
1∑
1
H=Kw·(H+ΔН),
где Kw - коэффициент, зависящий от путевой скорости нелинейным образом и выбираемый из условия (4).
2
Запас по высоте для выдачи предупреждающей сигнализации H вычисляют по формуле (3), чтобы обеспечить, как минимум, дополнительный 50% запас по времени для принятия решения о необходимости выполнения избегающего маневра.
Угол α, характеризующий форму зоны (3) и (4), определяется динамическими возможностями вертолета по набору высоты и, в общем случае должен учитывать текущую загрузку вертолета, высоту полета, температуру, влажность воздуха и другие параметры, указанные в руководстве по летной эксплуатации вертолета. Однако, как правило, получить полный набор необходимых параметров оказывается труднодостижимой задачей. Угол α выбирают равным углу наклона траектории, определяемому как арктангенс отношения вертикальной и путевой скорости. Чтобы избежать ложных сигнализаций при горизонтальном полете за счет «захвата» безопасных элементов рельефа (препятствий), расположенных в направлении полета, необходимо ограничить значение угла α типовым углом наклона траектории. В качестве типового может быть принят, например, угол, достижимый вертолетом с полной загрузкой на высоте 500 м при полете с крейсерской скоростью (определяется по номограммам для конкретного типа вертолета).
1
2
Углы β, β, определяющие форму нижней части, выбирают равными углу наклона траектории при положительных значениях вертикальной скорости и равными нулю в противном случае. Наклон нижней части области при положительных вертикальных скоростях позволяет эффективно бороться с нежелательной сигнализацией после начала вертикального маневра ухода от опасного препятствия.
Блок 7 выдает начальное значение ширины области сигнализации Ш (см. фиг.3) из соотношений (5). Для маловысотного полета ширину области выбирают, исходя из точности определения горизонтальных координат. Бортовые спутниковые приемоизмерители (приемник 1 СНС) обеспечивают точность определения координат со средней квадратической ошибкой (σ). Поэтому, если задаться требованием, что вероятность того, что вертолет находится внутри области сигнализации с вероятностью не менее 99%, ширина области
сигнализации Ш должна быть не менее 3 σ с каждой стороны от вертолета и это значение принимают в качестве начальной ширины для маловысотного полета.
Руководство по летной эксплуатации вертолетов не допускает приближение к вертикальным склонам на расстояние менее dШ, с учетом точности определения местоположения ширину Ш области сигнализации для обычного полета выбирают равной Ш=3σ+dШ.
Блоки 6, 7 и 13 могут быть реализованы на основе приведенных алгоритмов на микропроцессорном устройстве.
1
4
01
02
к
Устройство работает следующим образом. Приемник 1 СНС вычисляет текущие координаты вертолета (широту и долготу), высоту, путевую скорость и фактический путевой угол. На основании текущих координат в ОЗУ 4 загружаются данные по рельефу и препятствиям вокруг места вертолета, которые отображаются на блоке 12 индикации. В блоке 10 на основании информации о координатах вертолета находится ближайший аэродром из базы данных блока 3. Для обычного полета по расстоянию от вертолета до аэродрома и высоте над ним определяется этап полета (на земле, взлет, посадка, полет в районе аэродрома, полет вне аэродрома). В блоке 13 на основании текущей путевой скорости от блока 1, а также этапа полета от блоков 10 и 14 определяется время t-t, время t и время t, определяющие вид области сигнализации. В блоке 6 вычисляются параметры, определяющие вертикальный профиль области сигнализации на основании текущего этапа полета и значения путевой скорости. В блоке 11 задается начальная ширина области сигнализации, причем для маловысотного полета выбирается меньшая ширина области сигнализации. В блоке 13 определяется конечная ширина области сигнализации для зон (1)-(4) как Ш[i,j]=Ш[j]+2W·t[i,j]·tg(ψ), где ψ - угол расширения области сигнализации, выбираемый исходя из точности определения путевого угла. Точность определения фактического путевого угла (ФПУ) спутниковым приемоизмерителем, как правило, принимают равной 3°. В блоке 13 также решается задача прогнозирования траектории, а именно, с учетом текущей путевой скорости, поступающей от блока 1, определяются географические координаты всех точек в пределах области сигнализации (с дискретностью, соответствующей не более 1 секунды полета).
С учетом параметров вертикального сечения области сигнализации в блоке 6 строится трехмерная область сигнализации, включающая зоны (1)-(4). В блоке
8 формирования сигналов оповещения осуществляется проверка на наличие элементов рельефа или препятствий, принятых от блока 4, в пределах предупреждающих зон (2) и (4) или аварийных зон (1) и (3) областей сигнализации. При обнаружении опасности (внутри любой из зон обнаружен элемент рельефа или препятствие) выдается соответствующая звуковая (индивидуальная для каждой из зон) и визуальная сигнализация на блок 9 сигнализации и блок 12 индикации.
На фиг.4-5 приведены зависимости длин зон (4)-(1) от путевой скорости для обычного и маловысотного полета, соответственно, построенные в соответствии с предложенным алгоритмом. Из фиг.4 видно, что для обычного полета длина зоны (4) при скорости 120 км/ч составляет примерно 800 м (точка А), что соответствует примерно 27 секундам полета до препятствия, при скорости 220 км/ч длина зоны составляет 3,7 км и 60 секунд полета до препятствия (точка А1). Аналогичным образом определяются длины и времена для остальных зон: точки В, С и D для зон (3), (2), и (1) при скорости полета 120 км/ч и точки В1, С1 и D1 для зон (3), (2) и (1) при скорости полета 220 км/ч.
Для маловысотного полета (фиг.5) длина зоны (4) при скорости 120 км/ч составляет примерно 280 м (точка Am), что соответствует 9 секундам полета до препятствия, при скорости 220 км/ч длина зоны составляет 1220 м и 20 секунд полета до препятствия (точка A1m). Аналогичным образом определяются длины и времена для остальных зон при маловысотном полете: точки Вm, Cm и Dm для зон (3), (2) и (1) при скорости полета 120 км/ч и точки В1m, С1m и D1m для зон (3), (2) и (1) при скорости полета 220 км/ч.
Система, в которой реализован предложенный алгоритм определения области сигнализации, была проверена в полетах над равнинной и горной местностью на тренажере вертолета Ми-8. Установлено, что при выполнении взлета, полета по маршруту и захода на посадку система не выдает ложных срабатываний, при этом выдается своевременная сигнализация при создании экипажем предпосылки к столкновению с землей как для обычного, так и для маловысотного полета.