Устройство предупреждения об опасном угле тангажа для улучшенной системы предупреждения опасного сближения с землей (успос)

Устройство предупреждения об опасном угле тангажа для улучшенной системы предупреждения опасного сближения с землей (успос)

Иллюстрации

Показать все

Реферат

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

Изобретение относится к устройствам предупреждения об опасном угле тангажа самолета и к системам предупреждения опасного сближения с землей. Более конкретно, изобретение относится к системам предупреждения опасного сближения с землей, в которых критерии предупреждения включают угол тангажа самолета.

ПРЕДПОСЫЛКИ СОЗДАНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ

В процессе полета летательные аппараты восприимчивы к потере продольной балансировки, когда самолет неожиданно задирает нос на чрезмерно большой угол. Если автопилот самолета неправильно отрегулирован по оси тангажа при его вводе в работу, самолет может войти в неконтролируемый крен неожиданно для пилота. Некоторые модели самолетов могут быть более восприимчивы к выходу из под контроля продольной балансировки чем другие. Они включают те типы самолетов, которые разработаны с расчетом снижения лобового сопротивления при крейсерском полете за счет регулирования на малой скорости. При малых скоростях, которые используются у взлетно-посадочной полосы, пилот может быть склонен к изменению угла тангажа самолета, увеличивая, таким образом, риск потенциально опасного наклона самолета относительно его продольной оси. Точно так же, когда самолет летит под высоким углом тангажа или задирает нос в момент отрыва от земли, пилот может потерять из виду горизонт и оказаться дезориентированным. Ни в одной из этих ситуаций пилот не уведомляется заранее о чрезмерном наклоне самолета относительно его главной поперечной оси, что значительно снижает безопасность полета.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Настоящее изобретение относится к устройству и способу для повышения внимания пилота при опасной ситуации и повышения безопасности полета, привлекая внимание пилота к увеличению продольного крена во всех описанных выше ситуациях, когда имеет место чрезмерный наклон самолет относительно его главной поперечной оси (тангаж), и обеспечивающие раннее предупреждение пилота с тем, чтобы он мог предпринять соответствующее превентивное действие.

В соответствии с одной целью изобретения предусматривается использование устройства предупреждения об опасном угле тангажа, которое включает логическую схему предупреждения, имеющую вход для сигнала, который является представлением индикаторного угла тангажа самолета, при этом логическая схема предупреждения выполнена таким образом, что она позволяет определить разницу между сигналом угла тангажа, полученным на входе, и заранее заданной пороговой величиной, при этом логическая схема предупреждения также выдает выходной сигнал, представляющий разницу между этими двумя сигналами; генератор предупредительной сигнализации, получающий выходной сигнал от логической схемы предупреждения, при этом генератор предупредительной сигнализации структурирован таким образом, что он вырабатывает предупреждающий сигнал, как функцию разницы между этими двумя сигналами.

Согласно другой цели изобретения, логическая схема предупреждения дополнительно структурирована так, чтобы вычислять скорость изменения индикаторного угла тангажа и компенсировать полученный индикаторный сигнал угла тангажа, как функцию скорости изменения угла тангажа перед определением разницы между индикаторным сигналом угла тангажа и заранее заданной пороговой величиной, в результате чего определяется разница между компенсированным сигналом угла тангажа и заранее заданной пороговой величиной.

Согласно другой цели изобретения, логическая схема предупреждения дополнительно структурирована с расчетом постоянной компенсации полученного сигнала угла тангажа, как функции увеличения скорости изменения угла тангажа. Соответственно, эта разница определяется между предельным пороговым значением и сигналом угла тангажа, который либо компенсируется по скорости изменения угла тангажа, либо освобождается от такой компенсации. Кроме того, согласно еще одной цели изобретения, устройство включает узел выбора, который обеспечивает возможность выбора между компенсированным сигналом угла тангажа и сигналом угла тангажа, который не был компенсирован.

В соответствии с еще одной целью изобретения устройство предупреждения об опасном угле тангажа используется совместно либо с системой предупреждения опасного сближения с землей, либо с усовершенствованной системой предупреждения опасного сближения с землей. Устройство предупреждения об опасном угле тангажа по настоящему изобретению используется, например, как система предупреждения опасного сближения с землей для самолета, в котором логическая схема предупреждения угла тангажа приводится в действие процессором, который связан с генератором предупредительной сигнализации системы предупреждения опасного сближения с землей, при этом процессор получает множество сигналов, представляющих параметры полета самолета, которые включают сигнал, представляющий разницу между сигналом угла тангажа и пороговым значением, а логическая схема предупреждения дополнительно получает сигнал положения, представляющий положение самолета, при этом логическая схема предупреждения дополнительно сравнивает сигналы параметров полета и формирует сигнал предупреждения в ответ на предопределенную взаимосвязь между выбранными сигналами параметров полета; система предупреждения опасного сближения с землей дополнительно снабжена логикой условия, которая оперативно соединена с логикой предупреждения, при этом логика условия выполнена с расчетом получения сигнала положения и изменения одного или нескольких предопределенных взаимосвязей, как функции положения самолета относительно предопределенного местоположения.

Сигналы параметров полета включают, например, радиосигнал высоты, барометрический сигнал, сигнал отклонения наклона глиссады в дополнение к разностному сигналу угла тангажа устройства предупреждения согласно изобретению, при этом процессор включает в действие логическую схему предупреждения для получения сигнала предупреждения в ответ на предопределенные взаимосвязи между радиосигналом высоты, барометрическим сигналом высоты, сигналом отклонения наклона глиссады и разницы между сигналом угла тангажа и пороговым значением; при этом логика условия выполнена таким образом, что она выдает сигнал положения и изменяет один или несколько предопределенных взаимосвязей, как функции положения самолета относительно предопределенного местоположения.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Вышеуказанные цели и преимущества настоящего изобретения станут более понятны при чтении последующего подробного описания изобретения со ссылками на сопровождающие чертежами, на которых:

Фигура 1 - блок-схема одного примерного варианта устройства, чувствительного к углу тангажа, показанного как часть изобретения;

Фигура 2 - блок-схема механизма предупреждения по настоящему изобретению, который активизируется, когда угол тангажа больше мгновенного значения предельного угла тангажа; и

Фигура 3 - функциональная блок-схема, которая показывает один вариант устройства предупреждения об угле тангажа в сочетании с системой предупреждения опасного сближения с землей, имеющей определение географической области.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ПРЕДПОЧТИТЕЛЬНОГО

ВАРИАНТА ИЗОБРЕТЕНИЯ

На фигурах одинаковые цифровые позиции обозначают одни и те же элементы. Настоящее изобретение представляет собой устройство предупреждения об опасном угле тангажа, имеющее средство для получения первого сигнала, представляющего собой индикаторный угол тангажа, и второго сигнала, представляющего собой предопределенный пороговый угол тангажа; оперативно соединенное средство, на которое подается индикаторный сигнал угла тангажа и пороговый сигнал угла тангажа для сравнения и определения разницы между индикаторным и пороговым сигналами угла тангажа; оперативно соединенное средство для сравнения и определения разницы для формирования консультативного индикаторного сигнала, как функции разницы между индикаторным и пороговым сигналами угла тангажа. Устройство предупреждения об опасном угле тангажа дополнительно включает средство для определения скорости изменения индикаторного угла тангажа и средство для компенсации индикаторного сигнала угла тангажа. Средство для компенсации сигнала угла тангажа действует как функция скорости изменения индикаторного угла тангажа. Устройство предупреждения об опасном угле тангажа работает на любой из пар индикаторного сигнала угла тангажа и компенсированного сигнала угла тангажа и дополнительно включает средство для выбора между индикаторным сигналом угла тангажа и компенсированным сигналом угла тангажа.

На фигуре 1 показано устройство предупреждения об опасном угле тангажа настоящего изобретения, где на блок-схеме показано устройство предупреждения об опасном угле тангажа 10, которое может быть реализовано программным или соответствующим аппаратным способом. Как показано на блок-схеме фигуры 1, устройство предупреждения об опасном угле тангажа 10 включает процессор 12. Измеренный или индикаторный сигнал 14 угла тангажа самолета и сигнал порогового угла 16 являются входами логической схемы предупреждения 18, также известной как "генератор сигналов предупреждения". Индикаторный сигнал 14 угла тангажа самолета выдается обычным указателем угла тангажа 20 и контролируется логической схемой предупреждения 18 с заранее заданной частотой выборки. Сигнал порогового угла 16 подается как предопределенная предельная величина, введенная в логическую схему предупреждения 18. Например, сигнал порогового угла 16 подается как величина, хранящаяся в памяти 22, которая связана с логической схемой предупреждения 18 таким образом, что сигнал порогового угла 16 доступен логической схеме предупреждения 18.

Логическая схема предупреждения 18 может быть выполнена, например, в виде цепи, имеющий схему сравнения, которая сравнивает текущую выборку индикаторного сигнала угла тангажа 14 с программным входом 16 и вырабатывает выходной сигнал, как функцию разницы этих сигналов. С другой стороны, логическая функция предупреждения 18 может использовать алгоритм предупреждения опасного угла тангажа, который выполняет сравнение и обеспечивает разностный сигнал. Выход логической схемы предупреждения 18 подается на генератор сигналов предупреждения 24, который формирует предупреждающий сигнал или предупреждение 26, когда индикаторный угол тангажа 14 превышает программную величину угла порога 16. Например, генератор сигналов предупреждения 24 может работать как "речевой" генератор и формирует предупреждение 26 в виде однозначного звукового сигнала тревоги типа "Положение по тангажу. Положение по тангажу", который передается по громкоговорителю 28, как извещение пилоту, если индикаторный угол тангажа 14 превышает программный порог оповещения 16. Альтернативно могут выдаваться эквивалентные речевые сообщения, чтобы предупредить пилота относительно чрезмерного угла тангажа. Генератор сигналов предупреждения 24 может также работать как генератор "дисплея" и выдавать эквивалентную визуальную информацию 26 типа "Положение по тангажу" или другое полезное и однозначное предупреждение на освещенном дисплее 30, видимом пилотом.

В соответствии с изобретением рассматриваются различные варианты устройства предупреждения об опасном угле тангажа 10. Согласно одному варианту изобретения, устройство предупреждения об опасном угле тангажа 10 работает с использованием некомпенсированного индикаторного сигнала угла тангажа или индикаторным сигналом угла тангажа 14, пропускаемым через фильтр 32 для снижения помех. Иными словами, устройство предупреждения об опасном угле тангажа 10 работает на фильтрованном сигнале, но, в основном, на сигнале прямого измерения угла тангажа самолета, осуществляемого указателем угла тангажа 20. Согласно другому варианту, индикаторный сигнал угла тангажа 14 проходит через блок компенсации 34, в котором сигнал 14 фильтруется для снижения помех, и компенсируется. В данном случае устройство предупреждения об опасном угле тангажа 10 в соответствии с изобретением работает на фильтрованном индикаторном выходном сигнале угла тангажа, компенсированном функциональным блоком компенсации 34. Согласно другому варианту изобретения, индикаторный сигнал угла тангажа 14 может быть выбран из некомпенсированного индикаторного сигнала или из компенсированного индикаторного сигнала. Например, может быть использован переключатель или штекерный разъем 38 для подключения к тому или другому фильтру 32 и к функциональному блоку компенсации 34 с логической схемой предупреждения 18. Альтернативно этот выбор может быть сделан программным способом.

Соответственно, один сигнал, выбранный из некомпенсированных и компенсированных индикаторных сигналов угла тангажа 32, 34, сравнивается с программным пороговым углом 16 алгоритма предупреждения опасного угла тангажа, используемым логической схемой предупреждения 18. Генератор сигналов предупреждения 24 формирует предупреждение 26 как функцию разницы, определенную логической схемой предупреждения 18. Предупреждение 26 формируется, если индикаторный угол тангажа 14 превышает программный пороговый угол 16. Однако если индикаторный угол тангажа 32, 34 не будет превышать программный пороговый угол 16, устройство предупреждения об опасном угле тангажа 10 продолжает контролировать индикаторные сигналы угла тангажа 32, 34 без формирования предупреждения 26.

Как описано выше, сигнал 32 с выхода фильтра фильтруется, но он является некомпенсированным индикаторным сигналом угла тангажа 14. Напротив, компенсированный индикаторный сигнал угла тангажа выдается функциональным блоком компенсации 34 и включает коэффициент смещения, который используется для учета быстрых изменений угла тангажа самолета, который можно вычислить как скорость изменения индикаторного сигнала угла тангажа 14, или этот коэффициент может быть получен как входной сигнал "угловой скорости по тангажу". После вычисления устройством предупреждения 10 индикаторный сигнал угла тангажа 14 подается на функциональный узел скорости тангажа 36, который контролирует этот параметр в течение предопределенного периода выборки и вычисляет угловую скорость по тангажу. Функциональный блок угловой скорости по тангажу 36 выдает сигнал угловой скорости по тангажу, который используется функциональным блоком компенсации 34 для вычисления компенсированного индикаторного сигнала угла тангажа. Альтернативно угловая скорость по тангажу может быть получена непосредственно как входной сигнал 40 "угловой скорости по тангажу". Компенсация изменяет индикаторный сигнал угла тангажа 14, который применяется в логической схеме предупреждения 18, в частности, когда имеет место высокая угловая скорость по тангажу. Например, индикаторный сигнал угла тангажа 14 смещен вверх коэффициентом компенсации, который является либо заданной величиной, либо величиной, которая вычислена как функция угловой скорости по тангажу. Коэффициент компенсации может быть ограничен, чтобы обеспечить предопределенную максимальную компенсацию, например максимальную компенсацию в 10 градусов. В соответствии с одним вариантом изобретения компенсированный индикаторный сигнал угла тангажа с выхода функционального блока компенсации 34 эквивалентен индикаторному сигналу угла тангажа 14, смещенного вверх вычисленным коэффициентом компенсации, посредством чего величина угловой скорости тангажа умножается, используя заранее заданный коэффициент умножения, и результат прибавляется к величине индикаторного сигнала угла тангажа 14 по формуле

где С - компенсированный индикаторный сигнал угла тангажа с выхода функционального блока компенсации 34,

I - индикаторный сигнал угла тангажа 14,

R - вычисленная угловая скорость по тангажу с выхода функционального блока угловой скорости по тангажу 36 и

G - прирост угловой скорости по тангажу.

Таким образом, компенсация увеличивается как функция прироста угловой скорости по тангажу R. Угловая скорость по тангажу G представлена как коэффициент умножения. Прирост угловой скорости по тангажу может быть равен единице, в результате чего компенсированный индикаторный сигнал угла тангажа C с выхода функционального блока компенсации 34 является простой суммой индикаторного сигнала угла тангажа 14 и угловой скорости по тангажу R.

Однако прирост угловой скорости по тангажу может быть положительным множителем, так что индикаторный сигнал угла тангажа 14 смещается вверх, увеличивая коэффициент компенсации, который вычисляется, используя угловую скорость по тангажу R, умноженную на прирост G. Например, индикаторный сигнал угла тангажа 14 смещается вверх, увеличивая коэффициент компенсации, который вычисляется, используя вычисленную по тангажу угловую скорость R, умноженную на положительный прирост G порядка 1,2 с тем, чтобы коэффициент компенсации 1,2 градуса был добавлен к индикаторному сигналу угла тангажа 14 в течение каждого 1 градуса/секунду угловой скорости по тангажу. Соответственно, для индикаторной угловой скорости по тангажу 14 порядка 1 градуса и вычисленной угловой скорости по тангажу R порядка 1 градус/секунду блок компенсации 34 вычисляет индикаторный сигнал угла тангажа С как 1 градус плюс 1 градус/секунду, умноженный на 1,2, что дает результат 2,2 градуса. В другом примере для индикаторной угловой скорости по тангажу 14 из 16 градусов и вычисленной угловой скорости по тангажу R в 11 градусов/секунду компенсированный индикаторный сигнал угла тангажа С представляет собой сумму 16 градусов плюс 11 градусов/секунду, умноженные на 1,2, что дает 16 градусов плюс 13,2 градусов и равно 29,2 градусам. Если пороговый угол 16 заранее установлен равным 30 градусам, алгоритм предупреждения опасного угла тангажа, используемого логической схемой предупреждения 18, выдаст сигнал, например, НИЗКИЙ или ЛОЖНЫЙ, который указывает, что индикаторный угол тангажа 14 не превышает предопределенный пороговый угол 16. Генератор сигналов предупреждения 24 не формирует предупреждения 26.

Однако в другом примере для индикаторного угла тангажа 14 в 27 градусов и вычисленной угловой скорости по тангажу R, равной 5 градусов/секунду, компенсированный сигнал угла тангажа С вычисляется как 27 градусов плюс времена 5 градусов/секунду, умноженные на 1,2, что дает 27 градусов плюс 6 градусов и равняется в сумме 33 градусам. Учитывая, что пороговый угол 16 предварительно установлен равным 30 градусам, логическая функция предупреждения 18 о большом угле тангажа выдает сигнал, например, ВЫСОКИЙ или ИСТИННЫЙ, который указывает, что индикаторный угол тангажа 14 превышает предопределенный пороговый угол 16. Генератор сигналов предупреждения 24 получает выходной сигнал логической схемы предупреждения 18 угла тангажа и формирует предупреждение 16, как описано выше. Угловая скорость по тангажу G может быть постоянной, как описано выше, или может изменяться как функция угловой скорости по тангажу R или индикаторного угла тангажа 14. Эквивалентные варианты устройства предупреждения об опасном угле тангажа 10 в соответствии с изобретением включает добавление к индикаторному сигналу угла тангажа 14 коэффициента компенсации, который является заранее установленной или постоянной добавочной величиной К, которая не зависит ни от величины угловой скорости по тангажу R, ни от индикаторного угла тангажа К, как приведено ниже:

где С - снова компенсированный индикаторный сигнал угла тангажа на выходе функционального блока компенсации 34,

I - снова индикаторный сигнал угла тангажа 14 и

К - предопределенная постоянная величина.

Кроме того, коэффициент компенсации изменяется для различных типов самолетов, как обсуждено ниже. Такая адаптация используется в зависимости от того, является ли коэффициент компенсации угловой скоростью по тангажу R, умноженной на прирост угловой скорости G, или он является заранее заданной постоянной добавочной величиной К.

Различные самолеты реагируют на изменение тангажа по-разному. Например, небольшой маневренный самолет, в основном, требует меньшего количества сигналов раннего предупреждения о завышенном угле тангажа, поскольку он более чувствителен к корректирующим командам. Следовательно, при использовании устройства предупреждения об опасном угле тангажа 10 в небольших частных самолетах и самолетах бизнес класса может быть выбран более простой, некомпенсированный выход индикаторного сигнала утла тангажа из фильтра 32. Компенсированный индикаторный сигнал угла тангажа с выхода функционального блока компенсации 34 выбирается для большого коммерческого самолета, чтобы обеспечить ранее оповещение об избыточном тангаже. Прирост угловой скорости по тангажу G, используемый в устройстве 10, произвольно настраивается для различных типов коммерческих самолетов, на основании реакции самолета на команды управления углом тангажа.

На фигуре 2 показано устройство предупреждения об опасном угле тангажа 10 в соответствии с изобретением, в котором имеются конфигурируемые входы, которые подтверждают достоверность предупреждения 26 и корректируют или полностью устраняют неоправданные предупреждения об опасности. Как показано на фигуре 2, устройство предупреждения об опасном угле тангажа 10 в соответствии с изобретением включает следующие конфигурируемые входы: опасный пороговый угол 16; компенсация угла тангажа включена; угловая скорость по тангажу G; автопилот включен; непрерывная или периодическая подача сигнала предупреждения 26. Соответственно, программный аварийный пороговый угол 16 в данной конфигурации определяет величину угла тангажа, с которой сравнивается выбранный некомпенсированный или компенсированный индикаторный сигнал. Опасный пороговый угол 16 дополнительно устанавливается в зависимости от типа самолета. Например, величина опасного порогового угла 16 может быть выбрана более высокой для обсужденного выше небольшого, более маневренного самолета, который, в основном, не требует сложной системы предупреждений об избыточном угле тангажа благодаря его быстрой реакции на корректирующие команды.

Схема компенсации угла тангажа определяет, включена ли компенсация угла тангажа или она отключена. Как обсуждено выше, более простой, некомпенсированный выход индикаторного сигнала угла тангажа с фильтра 32 может быть выбран для небольшого самолета, который лучше реагирует на команды управления углом тангажа, тогда как компенсированный индикаторный сигнал угла тангажа с выхода функционального угла компенсации 34 выбирается для раннего предупреждения в случае большого самолета. Кроме того, низкий или более консервативный опасный пороговый угол 16 может иметь место, когда компенсация выключена, и используется ранее предупреждение об избыточном тангаже, чтобы балансировать отсутствие компенсации.

Угловая скорость по тангажу G, используемая в данной конфигурации компенсации угла тангажа, определяет величину раннего предупреждения, предусмотренного при чрезмерном наклоне самолета относительно его поперечной оси, когда вводится компенсация, как это подробно обсуждено здесь.

Автопилотная конфигурация используется, чтобы установить нижний или более консервативный опасный пороговый угол 16, когда включен автопилот. Таким образом, включение автопилота обеспечивает более высокий уровень чувствительности к потенциальным ударам по хвостовой части, когда пилот полностью управляет самолетом.

Конфигурация предупреждения 26 определяет, используется ли предупреждение 26 в непрерывном или "прерывистом" режиме. Непрерывно поступающее предупреждение 26 может отвлечь пилота при наиболее тяжелых условиях полета. Предупреждение 26 может быть периодическим и, таким образом, упорядочивать речевые или визуальные оповещения, отвлекающие внимание пилота и налагающие на него дополнительную нагрузку. Например, предупреждение 26 может быть первоначально выдано, когда индикаторный сигнал угла тангажа 14 превышает опасный пороговый угол 16, и затем предупреждение выдается только в тех случаях, когда индикаторный сигнал угла тангажа превышает опасный пороговый угол 16 на предопределенную величину, например на 20 процентов.

В устройстве предупреждения об опасном угле тангажа 10 согласно изобретению могут быть использованы другие дополнительные входы, чтобы избежать или полностью устранить ложные предупреждения путем отключения устройства предупреждения об опасном угле тангажа 10, когда один или несколько входов устройства предупреждения 10 не действуют. Эти входы применяются, например, к функции 42 "угол тангажа включен" устройства предупреждения об опасном угле тангажа 10 при включении устройства предупреждения 10, когда введены в действие входы, полезные для устранения ложных предупреждений. Один вход или сигнал "предупреждение об угле тангажа включено" снабжен программным переключателем, подтверждающим, что устройство предупреждения 10 введено в действие. Сигнал "предупреждение об угле тангажа включено" является ИСТИННЫМ, когда устройство предупреждения об опасном угле тангажа 10 введено в действие, но является ЛОЖНЫМ, если устройство 10 выключено.

Другой вход или сигнал "достоверный угол тангажа" контролирует работу устройства и сообщает о величине индикаторного сигнала угла тангажа 14 с выхода указателя угла тангажа 20. Параметр "достоверный угол тангажа" устанавливается в программе как ИСТИННЫЙ, если сигнал угла тангажа 14 действителен, но он меняется на ЛОЖНЫЙ, если сигнал 14 не проходит.

Дополнительный вход или сигнал "конфигурация программного переключателя" контролирует работу устройства и сообщает о непрерывной величине конфигурации программного переключателя. Если программные переключатели правильно сконфигурированы, сигнал "конфигурация программного переключателя" установлен в программе как ИСТИННЫЙ. ЛОЖНЫЙ выход указывает, что конфигурация программного переключателя неправильна, и заставляет устройство предупреждения об опасном угле тангажа 10 игнорировать сообщения об опасном угле тангажа.

Сигнал "компьютер" сообщает о непрерывной работе процессора 12, который управляет устройством предупреждения 10. Сигнал "компьютер" устанавливается в программе как ИСТИННЫЙ, если процессор 12 включен, но он меняется на ЛОЖНЫЙ, если этот процессор выключен.

Некоторые из этих дополнительных входов помогают определить, как устройство предупреждения об опасном угле тангажа 10 взаимодействует с бортовой системой предупреждения опасного сближения с землей (СПОС), включая улучшенную систему предупреждения опасного сближения с землей (УСПОС).

В авиации известны различные системы, которые обеспечивают сигналы предупреждения или консультативные сообщения в случае опасных условий полета. К ним принадлежат системы, в основном, известные как системы предупреждения опасного сближения самолета с землей, которые используются, чтобы контролировать условия полета самолета и обеспечить соответствующее предупреждение, если условия полета таковы, что возникает угроза столкновения с землей. Условия полета контролируются такими системами с помощью таких приборов, как радиовысотомер и измеритель скорости, барометрический измеритель высоты и скорости, измеритель скорости воздушного потока и указатели положения шасси и закрылок. Вышеупомянутые параметры контролируются, и формируется консультативное сообщение или предупреждение, когда взаимосвязи между вышеупомянутыми условиями или параметрами таковы, что возникает вероятность удара о землю. Типичные примеры таких систем раскрыты в следующих патентах США: 3715718; 3936796; 3958218; 3944968; 3947808; 3947810; 3934221; 3958219; 3925751; 3934222; 4060793; 4030065; 4215334 и 4319218, которые все являются собственностью заявителя настоящего изобретения (Honeywell) и включены здесь в качестве ссылки. Дополнительные примеры таких систем раскрыты в патентах США: 3349751; 3988713; 109777; 4133323; 4495483; 4684948; 4849756; 4857923; 4914436; 5366682; 5196847; 5220322; 5428354; 5781126 и 6157891, которые все являются собственностью заявителя настоящего изобретения (Honeywell) и включены здесь в качестве ссылки.

Хотя вышеупомянутые описанные системы обеспечивают консультативные и предупреждающие сигналы в случае близости самолета к земле, такие системы формируют предупреждения, основанные на условиях полета самолета, без использования навигационной информации. Следовательно, чувствительность этих систем отрегулирована так, чтобы обеспечить адекватные предупреждения, когда возникает опасное условие полета без формирования ложного предупреждения, когда нет никакой опасности.

Одна попытка устранения некоторых из ложных предупреждений при пролете над земной поверхностью, уникальной по своим конкретным географическим особенностям, которые требуют более раннего оповещения, состояла в изменении формы сигналов предупреждений системы предупреждения опасного сближения с землей в соответствии с географическим местоположением самолета, чтобы оптимизировать критерии предупреждения для конкретной географической области, над которой летит самолет. Пример такой системы описан в патенте США 4567483, который выдан заявителю настоящего изобретения и включен здесь в качестве ссылки. В системе, раскрытой в патенте США 4567483, критерии предупреждения оптимизированы так, чтобы соответствовать характеристикам земли в некоторых ограниченных областях, в частности характеристикам конкретных аэропортов, где имели место ложные предупреждения и другие проблемы.

Другой подход, в котором используется географический вход, раскрыт в патенте США 4224669, который включен здесь в качестве ссылки и в котором используется устройство памяти, чтобы хранить данные о минимальных безопасных высотах над областями с определенными географическими координатами. В такой системе для определения положения самолета используется навигационный компьютер, и предупреждение выдается, если самолет опускается ниже хранимой в памяти безопасной минимальной высоты для конкретной области, над которой пролетает самолет. Данная система включает режим "наихудшего случая" и "тактический" режим работы. В режиме "наихудшего случая" минимальная безопасная высота определяется как функция самой высокой точки земли или препятствия в пределах географической области с координатами, представляющими интерес. В "тактическом" режиме работы текущие условия полета типа положения самолета, крейсерской скорости и наземной траектории используются для определения минимальной безопасной высоты, основанной на высоте земли и препятствий непосредственно по курсу полета.

Американский патент 4675823, который является собственностью правопреемника настоящего изобретения и включен здесь в качестве ссылки, раскрывает систему предупреждения опасного сближения с землей, в которой используются данные географического положения, чтобы ввести в действие критерии предупреждения в соответствии с особенностям земной поверхности конкретных географических областей. Определение местонахождения самолета в пределах конкретной географической области обеспечивается тем, что мир разделяется на полосы широты, которые, в свою очередь, подразделяются на неперекрывающиеся зоны заданными линиями долготы, причем положение каждой зоны определяется координатами широты и долготы одного из их углов. В свою очередь, зоны определяются областями, которые могут перекрывать другие зоны. Области ограничены по размеру, и их положения также определяются местоположениями одного из их углов. Области дополнительно подразделяются на несколько географических участков, которые определяются их формой и местоположением в пределах области. Входы от навигационной системы самолета используются, чтобы определить, находится ли самолет в конкретной полосе широты, зоне, области и над участком поверхности, и выполняется установка критериев предупреждения, чтобы оптимизировать работу системы оповещения для области, над которой пролетает самолет. Над известной территорией делается "снимок" для проверки правильности барометрического сигнала высоты перед выполнением любого изменения критериев предупреждения.

Иначе говоря, мировая или географическая область, представляющая интерес, делится на полосы широты, которые дополнительно подразделяются на множество неперекрывающихся зон предопределенными линиями долготы. Каждая зона содержит область, которая имеет один или нескольких участков, в которых критерии предупреждения должны быть изменены. Каждая область ограничена по размеру до предопределенного числа градусов широты и долготы, но может перекрывать более одной зоны. Каждый участок в пределах области определяется его положением в пределах зоны и его формой, причем форма определяется в виде одной или нескольких стандартных фигур, типа прямоугольника, параллелограмма, треугольника, круга, сектора круга, эллипса или другой фигуры.

Вышеупомянутая информация хранится в памяти вместе с местоположением зон, областей и участков, определяемых одним углом зоны, области или участка соответственно, например юго-западная граница. Кроме того, области определяются размером и кодом, опознающим конкретную форму участка. Изменение критериев предупреждения, требуемых для каждого участка, также хранится в виде данных, показательных для других критериев, которые должны быть удовлетворены, прежде чем будет разрешено изменить критерии предупреждения.

Использование такого формата хранения информации уменьшает количество данных, требуемых для определения различных участков, и сокращает время вычислений, требуемое, чтобы определить, находится ли самолет над участком местности, который требует изменения критериев предупреждения. Сокращение времени хранения и вычисления осуществляется, сравнивая положение самолета с хранимыми в памяти данными сначала, чтобы определить положение самолета по отношению к полосе широты, затем к зоне, затем к области и затем, наконец, к участку. Например, широта самолета, определяемая навигационным оборудованием, сравнивается с границами широты одной из полос. Если она не находится в пределах этой полосы широты, положение сравнивается с границами широты следующей полосы, и т.д., пока не будет найдена правильная полоса. Затем текущая долгота самолета сравнивается с границами долготы двух смежных зон, как определено долготами двух соответствующих границ двух смежных зон. Это сравнение повторяется до тех пор, пока не будет определена текущая зона. После этого определяется, находится ли самолет в пределах области в данной зоне и, если это так, находится ли он в пределах участка в пределах данной области. Если самолет находится в пределах участка, как определено положением, размером и формой участка по отношению к области, выполняются соответствующие изменения в критериях предупреждения. Если имеется какая-либо неопределенность относительно местоположения самолета или какое-либо другое сомнение в правильности любого из навигационных сигналов или сигналов вертикального положения, не выполняется никаких изменений и используются стандартные критерии предупреждения.

Фигура 3 представляет собой функциональную блок-схему, иллюстрирующую один вариант системы предупреждения опасного сближения с землей с определением географического участка и включающую устройство предупреждения об опасном угле тангажа 10 по настоящему изобретению, при этом система предупреждения опасного сближения с землей, в основном, обозначена позицией 100. Основная система предупреждения опасного сближения с землей 100 более подробно описана в вышеупомянутом патенте США 4675823. Как описано в патенте США 4675823, система предупреждения 100 согласно изобретению содержит шину данных самолета 110, которая формирует различные сигналы, подаваемые в систему предупреждения опасного сближения с землей. Подробное описание сигналов, обрабатываемых системой предупреждения опасного сближения с землей, приведено в публикации ARTNC, характеристика 429, издательства "Аэронавигационные радиосистемы", Annapolis, Md. Сигналы, передаваемые по шине данных самолета 110, включают: барометрические и радиосигналы высоты; сигна