Командно-пилотажный индикатор

Командно-пилотажный индикатор

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к устройствам отображения информации, используемой пилотом и членами экипажа при пилотировании летательными аппаратами (ЛА), а именно к командно-пилотажным индикаторам (КПИ).

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому техническому решению является «Командно-пилотажный индикатор», Патент РФ №2207514 от 10.01.2002 г. МПК G01C 23/00/, у которого

на лицевой части экрана представлены:

- шкала вертикальной скорости;

- индикация режимов автопилота;

- различная навигационная информация, в частности изображение планово-навигационного прибора с подвижной круговой шкалой курса и стрелкой заданного направления.

Командно-пилотажный индикатор содержит:

- авиагоризонт;

- шкалу крена с индексом крена;

- подвижную шкалу тангажа;

- подвижную шкалу барометрической высоты с индикацией цифрового значения, с индексом заданной высоты и цифровым значением заданной высоты;

- величину давления дня;

- подвижную шкалу приборной скорости с индикацией цифрового значения, с индексом заданной скорости и цифровым значением заданной скорости;

- отсчетный неподвижный индекс;

- директорные индексы.

Авиагоризонт представляет собой прямоугольник, состоящий из двух полей "Небо" и "Земля" разного цвета. Разделяющая их условная линия горизонта отражает угловое положение самолета: она поворачивается в зависимости от угла крена и в то же время перемещается по вертикали в зависимости от угла тангажа. Одновременно с поворотом и перемещением линии горизонта меняется соотношение и положение полей "Небо" и "Земля". При нулевых значениях угла крена и тангажа линия горизонта занимает горизонтальное положение посредине прямоугольника, над ней находится фон "Небо", под ней - фон "Земля". Шкала тангажа перемещается вверх-вниз в соответствии со значением угла тангажа самолета вместе с линией горизонта, которая является нулевой риской шкалы.

В центре авиагоризонта индицируется символ самолета. Он представляет собой стилизованное изображение самолета при виде сзади и состоит из центральной окружности, двух горизонтальных отрезков прямой и трех вертикальных отрезков прямой, причем один горизонтальный отрезок расположен слева от центральной окружности на некотором расстоянии от ее края, а другой горизонтальный отрезок расположен справа от центральной окружности на том же расстоянии от ее края, что и первый горизонтальный отрезок, первый вертикальный отрезок расположен над центральной окружностью и касается ее в верхней точке, второй вертикальный отрезок примыкает своим верхним концом к правому концу того горизонтального отрезка, который расположен слева, третий горизонтальный отрезок примыкает своим верхним концом к левому концу того горизонтального отрезка, который расположен справа.

Символ самолета неподвижен, его центр служит отсчетным индексом для шкалы тангажа, а также является тем центром, вокруг которого поворачивается авиагоризонт и относительно которого движется линия горизонта.

Заданная траектория, заданный крен и заданная скорость индицируются при помощи единого указателя "Лидер", этот символ представляет собой симметричную фигуру, подобную по форме символу самолета. Он состоит из четырех элементов, изображающих различные части самолета при виде сзади:

- первая часть (фюзеляж) имеет форму окружности,

- вторая часть (крылья) состоит из двух горизонтальных отрезков прямой, примыкающих слева и справа к первой части,

- третья часть (киль) состоит из вертикального отрезка прямой, расположенного над центром первой части и касающегося одной своей стороной первой части,

- четвертая часть (шасси) имеет П-образную форму и расположена под первой частью симметрично относительно центра первой части.

Директорная команда по высоте индицируется индексом, перемещающимся вверх-вниз вдоль шкалы высоты.

Основные элементы индикации сгруппированы возле двух условных линий - горизонтальной и вертикальной.

- Горизонтальная линия проходит через середины счетчиков скорости и высоты. В установившемся горизонтальном полете по заданной траектории с этой линией должны совмещаться все основные подвижные элементы:

- линия горизонта;

- директорный указатель "Лидер";

- директорный индекс высоты;

- индекс заданной скорости;

- индекс заданной высоты;

- стрелка вертикальной скорости.

- Вертикальная линия проходит через центры двух символов, изображающих сам летательный аппарат: отсчетный индекс авиагоризонта и расположенный в центре шкалы курса.

В установившемся идеальном режиме полета с этой линией совмещаются все основные подвижные элементы:

- индекс крена;

- шкала тангажа;

- директорный указатель "Лидер";

- индекс путевого угла (треугольник на внешней стороне шкалы курса);

- стрелка заданного направления (крестообразная стрелка);

- стрелка азимута/курсового угла от системы радионавигации VOR или от радиокомпаса (контурная стрелка).

Величина отклонения подвижного элемента от этих двух линий служит мерой отклонения соответствующего параметра полета от установившегося идеального режима.

Указатель "Лидер":

- перемещается относительно центра символа самолета влево-вправо и вверх-вниз;

- поворачивается вокруг своего центра;

- изменяется в размерах.

По горизонтали указатель "Лидер" перемещается в соответствии с величиной отклонения от заданной траектории в горизонтальной плоскости или величиной директорной команды по курсу, обозначаемых в дальнейшем как ΔΨ.

По вертикали указатель перемещается в соответствии с величиной отклонения от заданной траектории в вертикальной плоскости или директорной команды по тангажу/углу наклона траектории, Δυ. При нулевых значениях отклонений ΔΨ и Δυ центр указателя "Лидер" попадает в центр символа самолета.

Указатель "Лидер" поворачивается вокруг своего центра в зависимости от величин заданного крена или директорной команды по крену, Δγ.

Геометрические размеры указателя изменяются в зависимости от отклонения от заданной скорости Δν. Когда скорость меньше заданной, символ "Лидер" уменьшается в размерах - "удаляется", когда скорость больше заданной, он увеличивается в размерах - "приближается". Когда скорость равна заданной, символ "Лидер" имеет номинальный размер, при этом он совмещается с символом самолета.

Тем самым изображается летящий перед ЛА "лидер", показывающий требуемое положение и скорость по принципу "делай, как я".

Когда ЛА находится на требуемой траектории, летит с требуемым креном и с заданной скоростью, указатель "Лидер" совмещается с символом самолета и по положению, и по размеру. Такая интуитивно понятная индикация упрощает пилотирование.

Указатель "Лидер" содержит четыре части:

- первую - центральную, служащую для отсчета горизонтального отклонения;

- вторую - горизонтально-ориентированную, служащую для отсчета вертикального отклонения;

- третью - вертикально-ориентированную, служащую для отсчета отклонения от заданного крена;

- четвертую - служащую для отсчета величины отклонения от заданной скорости; ее форма зависит от выбранной формы символа самолета.

Указатель может содержать и другие части, служащие изобразительным или иным целям.

В предпочтительной реализации указателя "Лидер" в виде самолетика первая часть изображается центральным кружком, вторая часть изображается горизонтальными отрезками по обе стороны кружка ("крылья"), третья часть изображается вертикальной линией над кружком ("киль"), четвертая часть имеет вид скобки с направленными вниз концами и располагается под центральным кружком.

Изобразительные атрибуты каждой части управляются отдельно в зависимости от достоверности параметров, определяющих:

величину Δψ для первой части;

величину Δυ для второй части;

величину Δγ для третьей части;

величину Δν для четвертой части.

Атрибутами могут быть цвет этой части символа, ее мигание, форма линий (сплошная, пунктир и т.п.) и др.

В предпочтительной реализации этим атрибутом является цвет. Когда информация в трактах Δψ, Δυ, Δγ, Δν достоверна, четыре части указателя имеют один цвет, например, синий или пурпурный. При недостоверности Δψ первая часть указателя индицируется другим цветом, например, бледно-серым. Аналогично изменяется цвет второй части при недостоверности Δυ, третьей части при недостоверности Δγ, четвертой части при недостоверности Δν.

Тем самым пилоту дается предупреждение о том, что соответствующее перемещение или размер указателя "Лидер" в данный момент не отражает действительного отклонения от заданного параметра.

Источником информации для КПИ служат системы ЛА.

Инерциальная навигационная система или курсовертикаль (ИНС/КВ) измеряет и выдает углы крена γ, тангажа υ и рысканья ψ летательного аппарата. Навигационный вычислитель (НВ) содержит в своей памяти заранее введенный маршрут полета и выдает данные по траектории полета (в горизонтальной плоскости), которую нужно выдерживать. Система воздушных сигналов (СВС) измеряет и выдает скорость V, высоту H и вертикальную скорость V_y ЛА. С пульта управления системы автоматического управления полетом (ПУ САУП) пилот задает требуемые высоту H_зад и скорость V_зад. В режиме директорного управления система автоматического управления полетом (САУП) на основе информации о текущих параметрах полета, полученных от систем ИНС/КВ, СВС, и требуемой траектории в горизонтальной и вертикальной плоскостях, полученной от систем НВ, ПУ САУП, формирует и выдает команды управления в вертикальной плоскости δυ, горизонтальной плоскости δψ и по крену δγ. Эти команды учитывают как величину отклонения, так и динамику ЛА. В других режимах управления ЛА система САУП выдает величины бокового отклонения от линии заданного пути ΔZ и отклонения от заданной высоты ΔH.

Командно-пилотажный индикатор принимает и отображает текущие параметры полета от систем ИНС/КВ, СВС. По информации от пульта управления ПУ САУП и текущей скорости от системы СВС, КПИ вычисляет отклонение от заданной скорости Δν. Эта величина, а также параметры, получаемые от системы автоматического управления полетом САУП и системы посадки (СП), используются в КПИ для управления указателем "Лидер". В режиме посадки указатель перемещается по горизонтали в соответствии с отклонением ЛА от курса посадки Є_к, а по вертикали - в соответствии с отклонением ЛА от глиссады планирования Є_г. При полете по маршруту в режиме директорного управления указатель перемещается в соответствии с директорными командами в вертикальной и горизонтальной плоскостях δυ, δψ, одновременно он поворачивается в соответствии с директорной командой по крену δγ. В режиме ручного управления указатель перемещается по горизонтали в соответствии с величиной бокового отклонения от линии заданного пути ΔZ, а по вертикали - в соответствии с величиной отклонения от заданной высоты ΔН.

Функциональная схема командно-пилотажного индикатора по данному изобретению содержит сумматор, мультиплексоры, блоки вычисления характеристик указателя "Лидер", блоки определения достоверности входной информации, экран и средства отображения на этом экране символов в соответствии с положением и состоянием ЛА - генератор символов.

Параметры, используемые для управления движением указателя "Лидер" по горизонтали, поступают на мультиплексор. В зависимости от режима полета мультиплексор выбирает один из этих параметров - либо директорную команду в горизонтальной плоскости δψ, либо отклонение ЛА от курса посадки Є_к, либо боковое отклонение от линии заданного пути ΔZ.

Аналогично, для управления движением указателя "Лидер" по вертикали мультиплексор выбирает либо директорную команду в вертикальной плоскости δυ, либо отклонение ЛА от глиссады планирования Є_г, либо отклонение от заданной высоты ΔH.

Выбранные значения поступают из мультиплексоров в блок вычисления положения, который вычисляет текущее положение указателя "Лидер" на экране, т.е. его смещение относительно символа самолета по горизонтали Х и по вертикали Y, после чего передает результаты вычисления в генератор символов.

Скорость ЛА V и заданная скорость V_зад поступают на сумматор, в котором вычисляется разность этих двух параметров - отклонение от заданной скорости Δ_V. Величина отклонения поступает в блок вычисления размера, который в соответствии с этой величиной вычисляет масштаб индикации указателя "Лидер" m и передает этот масштаб в генератор символов.

Директорная команда по крену δγ поступает в блок вычисления поворота, который вычисляет, на какой угол φ следует повернуть указатель "Лидер" (с учетом направления рассогласования). Вычисленный угол передается в генератор символов (ГС).

Параметры, используемые для управления указателем "Лидер", параллельно передаются в блоки определения достоверности параметров. Каждый блок анализирует значение параметра и определяет его достоверность, используя избыточность передаваемой информации и априорные знания о характере изменения параметра. Например, при передаче параметра последовательным кодом по ГОСТ 18977-79 (зарубежный аналог - стандарт ARINC 429), передаваемый код содержит дополнительные разряды, позволяющие определить состояние источника информации и правильность передачи.

Блоки определения достоверности формируют признаки достоверности четырех частей указателя "Лидер, которые передаются в генератор символов.

Генератор символов формирует на экране изображения символа самолета, подвижного указателя "Лидер", шкал, счетчиков и других элементов формата изображения, показанного. Например, в случае реализации индикатора на базе электронно-лучевой трубки (ЭЛТ), ГС при помощи отклоняющей системы задает траекторию движения луча по экрану ЭЛТ, включая в нужных точках подсвет люминофора, так что в результате на экране высвечиваются соответствующие символы. Указатель "Лидер" позиционируется генератором символов в соответствии с вычисленными координатами X, Y, масштабируется в соответствии с вычисленным масштабом m и поворачивается на угол φ. Способ изображения частей указателя (цвет и т.п.) выбирается генератором символов в зависимости от признаков достоверности параметров.

Недостаток известного командно-пилотажного индикатора состоит в том, что угловое и пространственное положение ЛА определяется путем считывания информации с большого количества подвижных шкал:

- авиагоризонта, который представляет собой прямоугольник, состоящий из двух полей "Небо" и "Земля" разного цвета. Разделяющая их условная линия горизонта отражает угловое положение самолета: она поворачивается в зависимости от угла крена и в то же время перемещается по вертикали в зависимости от угла тангажа. Одновременно с поворотом и перемещением линии горизонта меняется соотношение и положение полей "Небо" и "Земля". При нулевых значениях угла крена и тангажа линия горизонта занимает горизонтальное положение посредине прямоугольника, над ней находится фон "Небо", под ней - фон "Земля". Шкала тангажа перемещается вверх-вниз в соответствии со значением угла тангажа самолета вместе с линией горизонта, которая является нулевой риской шкалы.

- шкалы крена с индексом крена;

- подвижной шкалы тангажа;

- подвижной шкалы барометрической высоты с индикацией цифрового значения, с индексом заданной высоты и цифровым значением заданной высоты;

- подвижной шкалы приборной скорости с индикацией цифрового значения, с индексом заданной скорости и цифровым значением заданной скорости;

- отсчетным неподвижным индексом;

Такое большое количество подвижных линейных шкал для индикации высоты, скорости и угла тангажа, круговая шкала для индикации крена, индексы заданной скорости и высоты загромождают индикационное поле командно-пилотажного индикатора и снижают информационную наглядность текущих параметров полета и рассеивает внимание летчика так как для оценки количественного значения перечисленных параметров требуется последовательно считывать информацию с соответствующих шкал, что приводит к увеличению времени оценки пространственного положения ЛА по показаниям приборов и уменьшению времени для оценки пространственного положения ЛА и принятия правильных управляющих действий, что не исключает аварийные и катастрофические последствия полета, связанные с потерей пилотом пространственной ориентации при управлении летательным аппаратом в экстремальных условиях полета.

Потеря пилотом пространственной ориентации при управлении летательным аппаратом в экстремальных условиях полета при дефиците времени и внимания возникнет в ручном и автоматическом режимах управления полетом ЛА из-за того, что управляющие сигналы по пространственному отклонению между текущей траекторией полета и заданной траекторией полета (ΔZ, ΔH) и угловому положению по сигналам угловых отклонений угла тангажа и угла курса (δυ, δΨ), а также управляющие сигналы отклонения ЛА при посадке от курса Є_к и отклонения ЛА при посадке от глиссады планирования Є_г предназначены только для подвижного индекса "Лидер" при неподвижном индексе "Самолет".

Неподвижность индекса "Самолет" на индикационном поле командно-пилотажного индикатора создает условие, при котором пилот не видит углового положения своего собственного ЛА в пространстве, а представляет его через подвижный индекс "Лидер", что приводит к потере пространственной ориентации и снижению безопасности полета.

Технической задачей заявляемого изобретения является повышение безопасности за счет создания на индикационном поле экрана командно-пилотажного индикатора одновременной единой образной комплексности текущей информации для летчика "крен-тангаж-высота-скольжение", которая в достоверной и понятной форме показывала бы летчику в едином моменте времени:

- угловое положение управляемого им летательного аппарата в пространстве (крен, тангаж, высота, угол скольжения) с аэродинамическими и инерционно-массовыми характеристиками его реального ЛА;

- отклонения от параметров заданной траектории полета ЛА в пространстве (высота, боковое отклонение);

- образное представление расчетных параметров, корректирующих отклонения от заданной траектории (крен, тангаж, угол скольжения, скорость);

- образное представление радиовысоты в масштабе неподвижной неравномерной шкалы значения высоты полета ЛА.

Техническая задача обеспечивается тем, что в командно-пилотажном индикаторе, содержащем экран, на котором индицируются неподвижный относительно центра индикационного поля экрана отсчетный индекс в виде стилизованного изображения самолета при виде сзади с выпущенными шасси ("Самолет"), обозначающий текущее положение ЛА в пространстве, индицируемый на экране подвижный индекс в виде стилизованного изображения самолета при виде сзади с выпущенными шасси, обозначающий требуемое положение ЛА в пространстве ("Лидер"), имеющий возможность поворота вокруг своего центра симметрии, а также перемещения по вертикали и горизонтали относительно индекса "Самолет", генератор символов, соединенный с экраном, средства управления подвижным индексом "Лидер", выполненные в виде блоков вычисления характеристик "Лидера", на входы которых поступают сигналы из систем ЛА, а с выходов которых на генератор символов поступают сигналы в соответствии с величиной ошибки управления по высоте, обеспечивающие перемещение индекса "Лидер" по индикационному полю в вертикальном направлении, по углу тангажа и поворотом его вокруг центра симметрии в соответствии с величиной ошибки по углу крена, увеличением или уменьшением линейных размеров индекса "Лидер" при увеличении или уменьшении соответственно заданной скорости полета таким образом, что при нулевых значениях ошибок по всем контролируемым параметрам индекс "Лидер" совмещается с индексом "Самолет", индекс "Самолет" выполнен с возможностью поворота вокруг своего центра симметрии, а стилизованное изображение индексов "Самолет" и "Лидер" выполнено в виде одной горизонтальной прямой, символизирующей крылья ЛА, и одной вертикальной прямой, символизирующей киль ЛА и пересекающей горизонтальную прямую в ее центре под прямым углом, и дополнительно снабжен блоком вычисления параметров текущего угла скольжения, блоком вычисления значения расчетного угла крена, блоком вычисления расчетного угла скольжения, блоком расчета отклонения ЛА по высоте полета и коэффициента масштаба отклонения высоты полета ЛА, блоком вычисления значения расчетного угла тангажа, блоком расчета бокового отклонения и коэффициента масштаба бокового отклонения ЛА, на входы которых поступают сигналы из систем ЛА, а выходы которых соединены с входами генератора символов, а также выполнен с возможностью индикации индекса "радиовысота" и неподвижной неравномерной шкалы значения высоты полета, индицируемой на вертикальной стороне границы индикационного поля экрана с нулевым значением высоты, расположенным на уровне горизонтальной линии, проходящей через центр индикационного поля экрана, при этом оба индекса "Самолет" и "Лидер" выполнены с возможностью одновременного отображения текущего угла скольжения и угла тангажа индекса "Самолет" и отклонения от заданного угла скольжения и угла тангажа индекса "Лидер" путем индикации треугольника, основание которого равно длине горизонтальной прямой линии символизирующей крылья ЛА, а положение вершины треугольника соответствует текущему значению угла тангажа и угла скольжения индекса "Самолет" и отклонению от заданного значения угла тангажа и угла скольжения индекса "Лидер".

Изобретение поясняется чертежами.

На фиг.1 изображена лицевая часть устройства командно-пилотажного индикатора, отображающего информацию о полете ЛА.

На фиг.2 - Фрагмент полета ЛА на индикационном поле экрана, где изображены стилизованная форма индекса "Лидер", индекса "Самолет" при нулевых углах крена, тангажа и скольжения.

На фиг.3 изображена схема сопряжения систем ЛА с командно-пилотажным индикатором.

На фиг.4 изображена функциональная схема командно-пилотажного индикатора.

На фиг.5 - Фрагмент полета ЛА на индикационном поле экрана, когда индексы "Лидер" и "Самолет" изображают положительный угол тангажа при нулевом значении угла скольжения и нулевом значении угла крена.

На фиг.6 - Фрагмент полета ЛА на индикационном поле экрана, когда индексы "Лидер" и "Самолет" изображают отрицательный угол тангажа при нулевом значении угла скольжения и нулевом значении угла крена.

На фиг.7 - Фрагмент полета ЛА на индикационном поле экрана, когда индексы "Лидер" и "Самолет" изображают левое скольжение при нулевом значении угла тангажа и нулевом значении угла крена.

На фиг.8 - Фрагмент полета ЛА на индикационном поле экрана, когда индексы "Лидер" и "Самолет" изображают правое скольжение при нулевом значении угла тангажа и нулевом значении угла крена.

На фиг.9 - Фрагмент полета ЛА на индикационном поле экрана, когда индексы "Лидер" и "Самолет" изображают одновременно положительный угол тангажа и левое скольжение при нулевом значении угла крена.

На фиг.10 - Фрагмент полета ЛА на индикационном поле экрана, когда индексы "Лидер" и "Самолет" изображают одновременно положительный угол тангажа и правое скольжение при нулевом значении угла крена.

На фиг.11 - Фрагмент полета ЛА на индикационном поле экрана, когда индексы "Лидер" и "Самолет" изображают одновременно отрицательный угол тангажа и правое скольжение при нулевом значении угла крена.

На фиг.12 - Фрагмент полета ЛА на индикационном поле экрана, когда индексы "Лидер" и "Самолет" изображают одновременно отрицательный угол тангажа и левое скольжение при нулевом значении угла крена.

На фиг.13 - Фрагмент полета ЛА на индикационном поле экрана, когда одновременно индицируется положительный угол тангажа, левое скольжение и положительный угол крена для индекса "Самолет" и отрицательный угол тангажа, правое скольжение и отрицательный угол крена для индекса "Лидер".

На фиг.14 - Фрагмент полета ЛА на индикационном поле экрана изображающий текущее угловое положение индексов "Лидер" и "Самолет" в момент отклонения ЛА от заданной траектории полета.

На фиг.15 - Фрагмент полета ЛА на индикационном поле экрана, когда текущее значение вектора скорости ЛА Vтек меньше программно заданного вектора скорости ЛА Vзад. Индекс "Лидер" уменьшается в размерах - "удаляется".

На фиг.16 - Фрагмент полета ЛА на индикационном поле экрана, когда текущее значение вектора скорости ЛА Vтек больше программно заданного вектора скорости ЛА Vзад. Индекс "Лидер" увеличивается в размерах - "приближается".

На фиг.17 - Фрагмент полета ЛА на индикационном поле экрана, когда текущее значение вектора скорости ЛА Vтек равно программно заданному вектору скорости ЛА Vзад. Индекс "Лидер" имеет геометрический размер равный геометрическому размеру индекса "Самолет".

На фиг.18 - Фрагмент полета ЛА на индикационном поле экрана, когда скорость полета ЛА больше программно заданной скорости полета, имеется отрицательное отклонение в боковом направлении и превышение высоты полета с положительным углом крена, положительным углом тангажа и левым скольжением.

На фиг.19 - Фрагмент полета ЛА на индикационном поле экрана, когда скорость полета ЛА близка к программно задаваемой скорости полета при положительном отклонении по углу крена, без отклонения траектории полета по высоте и в боковом направлении.

На фиг.20 - Фрагмент полета ЛА на индикационном поле экрана, когда скорость полета ЛА меньше программно задаваемой скорости полета, траектория полета ниже программно задаваемой, отклонений по углу крена и углу скольжения нет. Требование индекса "Лидер" - увеличить угол тангажа.

На фиг.21 - Фрагмент посадки ЛА, когда текущая скорость полета, высота полета, угол крена, угол тангажа, угол скольжения ЛА близки к программно задаваемым значениям. Система автоматического управления полетом подсказывает летчику, что при посадке по программе полета в данный момент необходимо исполнить команду "выпустить шасси".

Командно-пилотажный индикатор (фиг.1) состоит из:

- экрана командно-пилотажного индикатора 1, далее экран 1;

- навигационного поля 2 экрана 1;

- индикационного поля 3 экрана 1;

- индицируемого на индикационном поле 3 экрана 1 подвижного индекса, не управляемого летчиком "Лидер" 4, далее "Лидер" 4 (фиг.1), выполненного в виде стилизованного изображения летательного аппарата при виде сзади, визуализирующего отклонения ЛА относительно заданных параметров программной траектории полета, имеющего возможность поворота вокруг своего центра симметрии и свободно перемещающегося по вертикали и по горизонтали относительно центра индикационного поля 3 экрана 1;

- индицируемого на индикационном поле 3 экрана 1 подвижного индекса, управляемого летчиком "Самолет" 5, далее "Самолет" 5 (фиг.1), выполненного в виде стилизованного изображения летательного аппарата при виде сзади, визуализирующего текущее угловое положение ЛА и динамику его изменения в пространстве, имеющего возможность поворота вокруг своего центра симметрии, расположенного в центре индикационного поля 3 экрана 1;

- "Лидер" 4 и "Самолет" 5 представляют (фиг.2) стилизованную форму самолета при виде сзади, которая представлена одной горизонтальной прямой, символизирующей крылья ЛА, и одной вертикальной прямой, символизирующей киль ЛА, причем вертикальная прямая пересекает горизонтальную прямую в ее центре под прямым углом. "Лидер" 4 и "Самолет" 5 (фиг.2) имеют идентичную форму и линии, образующие индексы "Лидер" 4 и "Самолет" 5, выполнены с различной толщиной и яркостью;

- индицируемого на индикационном поле 3 экрана 1 индекса "радиовысоты" 6 (фиг.1), обозначающего представленное в масштабе ее реальное значение и выполненного в виде горизонтальной линии, которая перемещается в индикационном поле 3 экрана 1 по вертикали от центра симметрии "Самолета" 5 до нижней части индикационного поля 3 экрана 1;

- индицируемой на индикационном поле 3 экрана 1 неподвижной неравномерной расположенной на вертикальной стороне границы индикационного поля 3 экрана 1 шкалы значения высоты 7 полета ЛА (фиг.1), далее шкала высоты 7 с нулевым значением высоты полета ЛА, расположенным на уровне горизонтальной линии, проходящей через центр индикационного поля 3 экрана 1;

- индицируемой на навигационном поле 2 экрана 1 различной навигационной информации текущих значений параметров полета 8 ЛА, в частности изображение шкалы вертикальной скорости ЛА, планово-навигационного прибора с подвижной круговой шкалой курса и стрелкой заданного направления (фиг.1).

Для визуализации полетной информации (фиг.3) командно-пилотажный индикатор КПИ 9 принимает и обрабатывает данные от системы автоматического управления полетом САУП 10, в которую поступают параметры полета из основных систем ЛА:

- системы воздушных сигналов СВС 11 - параметры о текущем значении высоты полета ЛА Hтек, о текущем значении вектора скорости ЛА Vтек и текущей проекции вектора вертикальной скорости ЛА Vyg тек;

- инерциальной навигационной системы (ИНС) 12 - параметры об угловом и пространственном положении ЛА: υтек, γтек, φтек, соответственно, текущем значении угла тангажа, текущем значении угла крена, текущем значении угла рыскания и Хтек - текущем значении дальности полета ЛА, Zтек - текущем боковом отклонении ЛА;

- навигационного вычислителя исходных данных (НВ ИД) 13 - параметры трехмерной программной траектории полета в земной системе координат: время полета на маршруте - Т, дальность на маршруте от точки старта - Xзад, высота полета на маршруте - Hзад, боковое отклонение - Zзад, программно задаваемая высота полета ЛА на исполнение команды "убрать шасси" и команды "выпустить шасси" - Hшасси напрямую поступают в систему автоматического управления полетом (САУП) 10 и в навигационный вычислитель расчетных данных (НВ РД) 14, в котором они пересчитываются в дополнительно задаваемые параметры полета ЛА:

- в земной системе координат (ЗСК):

Vxg зад - проекции скорости на ось Xg;

Vyg зад - проекции скорости на ось Yg;

Vzg зад - проекции скорости на ось Zg;

Θзад - угол наклона траектории ЛА;

Ψзад - угол поворота траектории ЛА;

Hшасси - программно задаваемая высота полета ЛА на исполнение команды "убрать шасси" и команды "выпустить шасси".

- в связанной системе координат:

γзад - угол крена,

υзад - угол тангажа,

φзад - угол рыскания.

- навигационного вычислителя расчетных данных (НВ РД) 14, из которого дополнительно задаваемые параметры полета ЛА поступают в систему автоматического управления полетом (САУП) 10.

Вся информация, необходимая летчику для управления полетом ЛА, из системы автоматического управления полетом (САУП) 10 поступает в командно-пилотажный индикатор 9.

В состав КПИ 9 (фиг.4) входит генератор символов (ГС) 15, который вырабатывает команды отображения текущих параметров полета ЛА по сигналам, поступающим из:

- блока вычисления параметров текущего угла скольжения 16;

- блока вычисления значения расчетного угла крена 17;

- блока вычисления расчетного угла скольжения 18;

- блока вычисления коэффициента скорости полета ЛА 19;

- блока расчета отклонения ЛА по высоте полета и коэффициента масштаба отклонения высоты полета ЛА 20;

- блока вычисления значения расчетного угла тангажа 21;

- блока расчета бокового отклонения и коэффициента масштаба бокового отклонения ЛА 22.

Все команды отображения, создаваемые в генераторе символов (ГС) 15, отображаются на экране 1 КПИ 9, с которого летчик считывает необходимую информацию.

Команды отображения генератора символов (ГС) 15 индицируют: "Лидер" 4, "Самолет" 5, индекс "радиовысоты" 6, неподвижную неравномерную шкалу значения высоты 7, команду "убрать шасси" и команду "выпустить шасси" и различную навигационную информацию текущих значений параметров полета 8 ЛА.

Для визуализации "Лидера" 4 (фиг.4) на индикационном поле 3 экрана 1 в генератор символов (ГС) 15 поступают сигналы:

из блока вычисления значения расчетного угла крена 17 поступает значение расчетного угла крена γрасч;

из блока вычисления расчетного угла скольжения 18 поступает значение расчетного угла скольжения βрасч;

из блока вычисления коэффициента скорости полета ЛА 19 поступает значение коэффициента масштаба скорости полета ЛА mV;

из блока расчета отклонения ЛА по высоте полета и коэффициента масштаба отклонения высоты полета ЛА 20 поступает значение коэффициента масштаба отклонения высоты полета ЛА mH;

из блока вычисления значения расчетного угла тангажа 21 поступает значение расчетного угла тангажа υрасч;

из блока расчета бокового отклонения и коэффициента масштаба бокового отклонения ЛА 22 поступает значение коэффициента масштаба бокового отклонения ЛА mZ.

Для визуализации "Самолета" 5 на индикационном поле 3 экрана 1 в генератор символов (ГС) 15 из блока вычисления параметров текущего угла скольжения 16 поступает (фиг.3): текущее значение угла скольжения βтек, текущие значения угла тангажа υтек и текущее значение угла крена γтек.

Для визуализации индекса "радиовысоты" 6 на индикационном поле 3 экрана 1 в генератор символов (ГС) 15 из блока расчета отклонения ЛА по высоте полета и коэффициента масштаба отклонения высоты полета ЛА 20 поступает (фиг.3) текущее значение высоты полета ЛА Hтек.

Для визуализации команды "убрать шасси" и команды "выпустить шасси" для индекса "Лидера" 4 на индикационном поле 3 экрана 1 в генераторе символов (ГС) 15 из блока расчета отклонения ЛА по высоте полета и коэффициента масштаба отклонения высоты полета ЛА 20 поступает (фиг.4) разностный сигнал текущего значения высоты полета ЛА Hтек и программно задаваемой высоты полета ЛА Hзад=Hшасси на исполнение команды "убрать шасси" и команды "выпустить шасси".

Для визуализации неподвижной неравномерной шкалы значения высоты 7 полета ЛА, расположенной на вертикальной стороне границы индикационного поля 3 экрана 1, в генераторе символов (ГС) 15 используются процедуры специализированного языка программирования, которые не являются предметом изобретения и в данном случае не рассматриваются.

В предлагаемом командно-пилотажном индикаторе отдельное представление блоков таких как: сумматор, мультиплексор,

- блоки вычисления характеристик подвижных индексов "Лидер" 4 и "Самолет" 5;

- блоки определения достоверности входной информации;

- средства отображения на экране символов фигур в соответствии с положением и состоянием ЛА;

- устройства и другие элементы, выполняющие прием и обработку пилотажно-навигационной информации, используемой для управления фигурами, символами, подвижными шкалами, указателями и другими элементами формата изображения на фиг.3 не показаны.

Для обеспечения работы командно-пилотажного индикатора необходима исходная информация из блока системы автоматического управления полетом (САУП) 10 (фиг.3) ЛА, в которую поступают данные о динамических и траекторных параметрах полета из системы воздушных сигналов (СВС) 11, инерциальной навигационной системы (ИНС) 12, навигационного вычислителя исходных данных (НВ ИД) 13 и навигационного вычислителя расчетных данных (НВ РД) 14.

Измеряя текущие траекторные и текущие угловые параметры полета ЛА, инерциальная навигационная система (ИНС) 12 выдает в систему автоматического управления полетом (САУП) 10: текущее значение угла крена - γтек, текущее значение угла тангажа - υтек, текущее значение угла рыскания - φтек, текущее значение дальности полета - Xтек, текущее боковое отклонение - Zтек.

В блок системы автоматического управления полетом (САУП) 10 ЛА также поступают данные от навигационных вычислителей, которые передают параметры опорной траектории полета и рассчитывают дополнительные навигационные параметры для обеспечения программной траектории полета ЛА. Навигационные вычислители ЛА содержат не только данные траекторных параметров полета, но и включают в себя аэродинамические характеристики ЛА, инерционно-массовые, весовые и другие параметры, от которых зависит и безопасность полета, и залог выполнения поставленной задачи. Эти данные важны, но не относятся к предмету изобретени