СИСТЕМА ПОСАДКИ САМОЛЕТОВ Российский патент 1997 года по МПК B64C13/20 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к средствам обеспечения посадки, и может быть использовано для обеспечения автоматической посадки на слабооборудованные взлетно-посадочные полосы (ВПП) или временные площадки преимущественно легких самолетов в сложных метеоусловиях и в любое время суток.

Известна система синтезированного видения SVS (Synthetic Vision System), содержащая радиолокационную станцию (РЛС) миллиметрового диапазона, инфракрасный датчик (ИК) системы FLIR диапазона 3-5 мкм, видеокамеру, индикатор на лобовом стекле (ИЛС), подсистему комплексирования информации. ИК-датчик системы FLIR содержит оптическую систему (объектив Бауэр-Максутова), сканирующее устройство, выполненное в виде многогранной быстровращающейся призмы, которая оптически связана с подвижным плоским зеркалом, снабженным устройством охлаждения (сосуд Дьюара), фотоприемник ИК-излучения, к выходу которого подключено вычислительное устройство. РЛС и ИК-датчик подключены к ИЛС, на котором изображения ВПП, полученные в радиолокационном и инфракрасном диапазонах, совмещают с символикой ИЛС, воспроизводящей данные пространственного положения самолета, информации о глиссаде, сигналы командно-пилотажного прибора. Видеокамера обеспечивает летчику обзор закабинного пространства. Система предназначена для представления летчику информации об аэродромной обстановке при взлете, посадке и рулении на ВПП в сложных метеоусловиях и позволяет "видеть" находящиеся на ВПП объекты (препятствия) на расстоянии порядка 3 км (J. Aviation Week, 6/VIII 1984, vol. 121, N6, p. 77-80) (1).

Описанная система выбрана в качестве прототипа бортового оборудования предлагаемой системы посадки самолетов.

Причины, препятствующие достижению требуемого технического результата при использовании прототипа, заключаются в следующем. Функционально описанная система предназначена для посадки самолетов летчиком вручную. Конструктивно она состоит из технически сложных, функционально независимых устройств, что усложняет и удорожает систему в целом. Изображения ВПП, получаемые в инфракрасном и радиолокационном диапазонах, формируются независимо друг от друга и используются раздельно, что не позволяет обеспечить требуемую точность определения координат местоположения самолета относительно ВПП, особенно на этапе выравнивания. Использование функционально независимых каналов требует высокоточного решения вопроса пространственной юстировки их оптических осей, что необходимо для обеспечения необходимой точности вычисления координат маркеров и пространственного положения самолета. Чем выше требования к точности вычисления координат и шире необходимые условия работы системы, тем технически сложнее обеспечение соответствующей юстировки оптических осей приемных систем в различных диапазонах, что, в конечном счете, приводит к усложнению и существенному удорожанию систем.

Технической задачей, на решение которой направлено изобретение, является упрощение конструкции бортового оборудования, что в сочетании с использованием простого, легкодоступного, транспортабельного наземного оборудования (световых маркеров) позволяет создать новую относительно простую и дешевую систему автоматической посадки самолетов.

Технический результат, который может быть получен при осуществлении изобретения, выражается в повышении точности определения координат местоположения самолета относительно ВПП и непрерывном информационном обеспечении бортовой системы автоматического управления самолетом на всех этапах посадки.

Сущность изобретения заключается в следующем.

Указанный технический результат достигается тем, что известная система посадки самолетов, состоящая из бортового оборудования, содержащего приемник световых сигналов, приемник тепловых сигналов, выход которого подключен к вычислителю координат самолета, оптическую систему с устройством сканирования, устройство охлаждения приемника тепловых сигналов, РЛС миллиметрового диапазона, содержащую передатчик, приемник радиолокационных сигналов и антенно-фидерное устройство с облучателем приемопередающей антенны РЛС, снабжена наземным оборудованием, содержащим основные и дополнительные точечные маркеры, выполненные в виде ламп накаливания и установленные на заданном расстоянии друг от друга по обе стороны от оси ВПП, причем основные маркеры снабжены уголковыми отражателями и установлены вдоль кромок ВПП, а дополнительные параллельно основным, а бортовое оборудование снабжено координатором, задатчиками угла глиссады и величин расстояний между маркерами, связанными с вычислителем координат самолета, соединенным одним выходом с передатчиком РЛС, а другим выходом с входом системы автоматического управления самолетом, при этом координатор выполнен в виде индикаторного гироскопа с внешними статорными катушками и внутренним кардановым подвесом с прокачивающейся рамкой, на которой смонтированы оптическая система с устройством сканирования, антенно-фидерное устройство и устройство охлаждения, при этом приемники световых и тепловых сигналов и облучатель приемопередающей антенны РЛС установлены в фокальной плоскости оптической системы с устройством сканирования, выходы приемников световых и радиолокационных сигналов соединены с вычислителем координат самолета.

Точечные маркеры подключены к промышленной электросети или к автономному источнику электроэнергии.

Чувствительные элементы приемников световых и тепловых сигналов размещены в фокальной плоскости оптической системы при помощи линеек, ориентированных радиально ее оптической оси.

Оптическая система с устройством сканирования содержит установленные соосно сферический обтекатель, выполненный из прозрачного для световых, тепловых и радиоволн миллиметрового диапазона материала, главное параболическое зеркало, закрепленное на прокачивающейся рамке карданового подвеса индикаторного гироскопа, плоскопараллельный спектроделитель, жестко связанный с ним контротражатель, выполненный в виде сферического зеркала, зеркальный уголок, состоящий из двух плоских зеркальных пластин, установленных симметрично оптической оси взаимно перпендикулярно друг к другу, коррегирующую линзу, при этом сферический обтекатель закреплен на переднем срезе корпуса координатора таким образом, что центр его поверхностей совпадает с центром прокачки индикаторного гироскопа, коррегирующая линза установлена во фланце входного отверстия обоймы приемников световых и тепловых сигналов, а обойма жестко связана с главным параболическим зеркалом при помощи металлических спиц.

Устройство сканирования выполнено по схеме синхронного двигателя в виде вращающегося цилиндрического корпуса, на внешней поверхности которого закреплены взаимодействующие с вращающимся магнитным полем индикаторного гироскопа постоянные магниты, при этом цилиндрический корпус одним своим срезом сочленен с обоймой приемников световых и тепловых сигналов при помощи насыпного подшипника, который установлен на фланце входного отверстия обоймы, к внутренней поверхности цилиндрического корпуса прикреплены с возможностью юстировки концы пластин зеркального уголка, раскрыв которого обращен в сторону главного параболического зеркала, а вершина угла расположена перед коррегирующей линзой, к второму срезу цилиндрического корпуса прикреплен плоскопараллельный спектроделитель, периферийная зона которого имеет зеркальное покрытие и обращена в сторону главного параболического зеркала, а центральная зона выполнена в виде частопериодической металлической решетки, причем плоскость спектроделителя наклонена под углом, равным 1^o30" к оптической оси оптической системы, соосно оптической оси в спектроделителе закреплен контротражатель, сферическая поверхность которого обращена в сторону коррегирующей линзы.

Антенно-фидерное устройство РЛС миллиметрового диапазона включает в свой состав установленные соосно сферический обтекатель, главное параболическое зеркало рефлектор приемопередающей антенны, контротражатель, выполненный в виде периферийной зоны плоскопараллельного госпектроделителя, при этом облучатель приемопередающей антенны РЛС, выполненный в виде подвижного отрезка волновода с рупорным раскрывом, жестко соединен с прокачивающейся рамкой карданового подвеса индикаторного гироскопа и связан посредством неконтактного сочленения, центр которого совпадает с осью прокачки карданового подвеса, с отрезком неподвижного волновода, который жестко соединен с корпусом координатора и связан с передатчиком и приемником РЛС.

Вычислитель координат самолета содержит последовательно включенные блок приема и выдачи изображений и трехканальный блок аналого-цифровых преобразователей, к выходам которого подключены специализированные вычислительные устройства видео-, тепло- и радиоканалов, выходы которых общей шиной выдачи изображений, управляемой арбитром, соединены с оперативным запоминающим устройством обмена, выход которого подключен к специализированному вычислительному устройству сшивки изображений каналов, к выходу которого подключен цифроаналоговый преобразователь, при этом специализированные вычислительные устройства каналов шиной управления каналами связаны с блоком приема и выдачи изображений, а между собой и специализированным вычислительным устройством сшивки изображений каналов - последовательным каналом связи и управления, специализированное вычислительное устройство сшивки изображений каналов параллельным командным каналом связано с блоком приема и выдачи изображений, а шиной команд оператора с блоком аналого-цифровых преобразователей.

Устройство охлаждения приемников световых и тепловых сигналов выполнено в виде разомкнутого дроссельного холодильника, содержащего установленную в корпусе координатора емкость для хладоагента с каналами, выполненными в металлических спицах и в осевых деталях карданового подвеса индикаторного гироскопа.

Совмещение в одной фокальной плоскости приемников излучения в различных спектральных диапазонах и совместная цифровая обработка сигналов обуславливают возможность высокоточного определения координат местоположения самолета относительно ВПП, так как при этом полностью решаются вопросы юстировки полей зрения приемников и исключаются ошибки, неизбежно вносимые в приемную информацию независимыми и неточно съюстированными приемниками. Ошибки разъюстировки и угловое разрешение чувствительных элементов приемников и определяют предельную точность восстановления координат местоположения самолета. В аппаратной физически точной юстировке каналов и состоит принципиальное отличие изобретения от прототипа. Непрерывный прием и обработка сигналов в трех диапазонах обусловливает непрерывность информационного обеспечения бортовой системы автоматического управления самолетом и делает заявленную систему посадки инвариантной к метеоусловиям и времени суток. По сравнению с прототипом бортовое оборудование системы значительно проще, компактнее и дешевле.

Проведенный анализ уровня техники показал, что аналог, характеризующийся всеми признаками изобретения, отсутствует и оно явным образом из уровня техники не следует. Следовательно, изобретение соответствует условиям патентоспособности "новизна" и "изобретательный уровень".

На фиг. 1 изображен вариант конструкции маркера; на фиг. 2 схема размещения основных и дополнительных маркеров на ВПП; на фиг. 3 - конструктивная схема координатора; на фиг. 4 ход лучей в оптической системе координатора; на фиг. 5 структурная схема вычислителя координат местоположения самолета относительно ВПП; на фиг. 6 структурная схема бортового оборудования; на фиг. 7 подвижная система координат, используемая в системе посадки самолетов.

Маркер, представленный на фиг. 1, содержит колпак 1, пластины 2, штырь 3.

Представленная на фиг. 2 схема изображает контуры ВПП, основные маркеры 4, дополнительные маркеры 5.

Изображенный на фиг. 3 координатор включает в себя:
6 ротор гироскопа, 7 скоростные подшипники, 8 прокачивающуюся рамку карданового подвеса, 9 кардановый повес, 10 блок статорных катушек гироскопа, 11 корпус координатора, 12 кронштейн, 13 обтекатель, 14 - главное зеркало оптической системы, 15 спектроделитель, 16 зеркальный уголок, 17 контротражатель, 18 коррегирующую линзу, 19 приемный модуль, 20 обойму, в которой размещен приемный модуль, 21 спицы, 22 катушки ГОНа сканирования, 23 корпус устройства сканирования, 24 постоянные магниты, 25 насыпной подшипник, 26 облучатель антенны РЛС, 27 неподвижный отрезок волновода, 28 неконтактное волноводное соединение, 29 емкость для хладагента.

На схеме фиг. 4 изображены упомянутые выше: 13 обтекатель, 14 главное зеркало оптической системы, 15 спектроделитель, 16 пластина зеркального уголка, 17 контротражатель, 18 коррегирующая линза, 19 приемный модуль, 26 облучатель приемопередающей антенны РЛС.

Представленная на фиг. 5 структурная схема содержит: 30 блок приема и выдачи изображений, 31 блок аналого-цифровых преобразователей с коммутаторами цифровых данных, 32 специализированное вычислительное устройство видеоканала, 33 специализированное вычислительное устройство тепловизионного канала, 34 специализированное вычислительное устройство радиоканала, 35 арбитр шины, 36 оперативное запоминающее устройство обмена, 37 специализированное вычислительное устройство сшивки изображений, 38 цифроаналоговый преобразователь, 39 задатчик угла глиссады, 40 - задатчик величины расстояний между маркерами на ВПП.

На фиг. 6 изображены:
4 основные маркеры, 5 дополнительные маркеры, 39 задатчик угла глиссады, 40 задатчик величин расстояний между маркерами на ВПП, 41 - координатор, 42 вычислитель координат местоположения самолета относительно ВПП, D наклонная дальность от точки подвеса координатора до выбранного маркера в подвижной системе координат, H высота полета самолета в подвижной системе координат, L дальность до ВПП от проекции положения самолета на плоскость OXY подвижной системы координат до выбранного маркера, А азимут ВПП, 43 передатчик РЛС с блоком питания, 44 диаграмма направленности координатора, 45 зона ВПП, попадающая в поле зрения оптической системы координатора.

Система автоматической посадки состоит из наземного и бортового оборудований. Наземное оборудование содержит точечные маркеры, подключенные к электросети или автономному источнику питания. Точечный маркер (фиг. 1) представляет собой мощную лампу накаливания, закрытую прозрачным для световых и тепловых лучей защитным колпаком 1. На корпусе основного маркера ортогонально закреплены пластины 2, выполненные из электропроводящего материала, образующие уголковый отражатель. При помощи штыря 3 маркер закрепляется в грунте. Дополнительные маркеры уголковыми отражателями не снабжаются.

ВПП или временная ровная площадка, пригодная для взлета и посадки легких самолетов, оборудуется маркерами следующим образом (фиг. 2). Вдоль боковых кромок ВПП по обе стороны от ее оси устанавливаются основные маркеры 4, снабженные уголковыми отражателями. Количество основных маркеров определяется размерами ВПП (ее длиной) и условием обеспечения надежности системы посадки. Для определения координат местоположения самолета относительно ВПП достаточно трех маркеров, два из которых установлены на одной кромке ВПП, а третий на противоположной. Однако для обеспечения надежности работы системы необходимо устанавливать большее количество маркеров. Например, при длине ВПП 800 м достаточно установить 8-10 основных маркеров на каждой боковой кромке. Расстояния между маркерами могут быть одинаковыми или произвольными, но они должны быть точно измерены и введены перед полетом в вычислитель бортового оборудования. Дополнительные маркеры 5 устанавливают в равном количестве основным маркерам с внешней стороны по отношению к ВПП, на линиях, перпендикулярных оси ВПП, на которых расположены основные маркеры. Величины расстояний между дополнительными и основными маркерами также вводятся в вычислительное устройство бортового оборудования. Каждому маркеру при этом присваивается свой номер. Расстояния между соседними основными и дополнительными маркерами определяются условием уверенного их разрешения бортовым приемным устройством при движении самолета на этапе выравнивания. Мощность излучения дополнительных маркеров равна 0,2-0,5 мощности излучения основных маркеров.

Бортовое оборудование (фиг. 6) содержит координатор 41, связанный с ним вычислитель координат местоположений самолета относительно ВПП 42, к которому подключены задатчик угла глиссады 39 и задатчик величин расстояний между маркерами 40, выходы вычислителя 42 подключены к передатчику РЛС 43 и системе автоматического управления самолетом.

Координатор (фиг. 3) выполнен по схеме индикаторного гироскопа с внутренним кардановым подвесом и внешними статорными катушками вращения и управления, которые подключены к вычислительному устройству. Конструктивно координатор состоит из размещенных в цилиндрическом корпусе следующих функциональных узлов: ротора гироскопа, блока катушек гироскопа, карданового подвеса, оптической системы с устройством сканирования, оптического приемного модуля, антенно-фидерного устройства РЛС и системы охлаждения.

Ротор 6 гироскопа выполнен в виде секционного магнита, расположенного в обойме, соединенной кольцом скоростных подшипников 7, установленных на прокачивающейся рамке 8 карданового подвеса 9. Блок статорных катушек 10 расположен в цилиндрическом корпусе 11 координатора и включает в свой состав катушки вращения, катушки коррекции, катушки генерации скоростных напряжений (ГОН) гироскопа и катушки пеленга (не показаны). Карданов подвес 9 крепится к корпусу 11 координатора с помощью кронштейна 12 и выполнен по классической схеме с двумя рамками и подшипниками на осях прокачки. Прокачивающиеся узлы координатора размещены на внешней рамке карданового подвеса. Узел подвеса 9 обеспечивает прокачку по двум осям на угол +/- 30^o.

Оптическая система (фиг. 3,4) является зеркально-линзовой и включает в себя установленные на общей оптической оси обтекатель 13, главное зеркало 14, спектроделитель 15, зеркальный уголок 16, контротражатель 17 и коррегирующую линзу 18. Обтекатель 13 является сферическим и закреплен в корпусе 11 координатора так, что центр его поверхностей совпадает с центром прокачки гироскопа. Обтекатель 13 выполнен из прозрачного для световых, тепловых и миллиметровых волн материала, например флюорита. Его толщина выбрана как резонансная для СВЧ-излучения. Главное зеркало 14 оптической системы установлено на прокачивающейся рамке 8 карданного подвеса 9, выполненного цельнометаллическим, и по форме является параболическим рефлектором. Плоскопараллельный спектроделитель 15, плоскость которого наклонена под углом 1 град. 30 с к оптической оси, состоит из двух зон: периферийной и центральной. Поверхность периферийной зоны, обращенная к главному зеркалу 14, выполнена зеркальной для СВЧ-излучения. Центральная зона, прозрачная для оптических диапазонов, выполнена в виде частопериодической металлической решетки, проводники которой взаимоперпендикулярны. Шаг решетки 400 мкм, при ширине 40 мкм и толщине 3-5 мкм. Таким образом, спектроделитель 15 обеспечивает пропускание излучения в оптических диапазонах, отражение СВЧ-диапазона, а также коническое сканирование диаграммы направленности антенны РЛС. Зеркальный уголок 16 обеспечивает вращение изображения в оптических диапазонах и состоит из двух плоских зеркальных пластин, установленных с возможностью юстировки симметрично оптической оси под углом 90 град. +/- 30 с друг к другу. Контротражатель 17 является зеркалом и установлен соосно с оптической осью. С ним жестко связан спектроделитель 15. Коррегирующая линза 18 установлена в окне обоймы 20 оптического приемного модуля 19 и предназначена для компенсации внеосевых аберраций. Угол зрения описанной оптической системы координатора составляет 2^o. Ход лучей в оптической системе показан на фиг. 4. СВЧ-излучение проходит через обтекатель 13, попадает на главное зеркало 14 оптической системы и, отразившись от него, попадает на зеркальную поверхность периферийной зоны спектроделителя 15. Отразившись от этой поверхности, СВЧ-излучение попадает в раскрыв облучателя 26 антенны РЛС. Световые и тепловые лучи проходят через обтекатель 13, отражаются главным зеркалом 14, проходят сквозь центральную зону спектроделителя 15, последовательно отражаются пластинами 16 зеркального уголка и контротражателем 17 и, пройдя через коррегирующую линзу 18, попадают на чувствительные элементы оптического модуля 19.

Оптический приемный модель 19 является двухспектральным фотоприемным устройством (ФПУ), содержащим чувствительные элементы и усилитель сигналов. Чувствительные элементы ФПУ расположены в фокальной плоскости оптической системы в виде двух линеек, ориентированных радиально относительно оптической оси. Диапазоны спектральной чувствительности линеек, соответственно, 0,1-1,1 мкм одной и 3,5-5,5 мкм другой. Каждая линейка содержит по 8 элементов размером 50х50 мкм. Оптический приемный модуль размещен в обойме 20, жестко соединенной с главным зеркалом 14 оптической системы при помощи спиц 21. В спицах выполнены каналы для подвода к приемникам оптических диапазонов хладогента и размещения электрических проводников (не показаны). Электрические проводники (выходы ФПУ), образуя петлю вокруг центра прокачки, выводятся из координатора и подключены к вычислителю.

Устройство сканирования (фиг. 3) выполнено в виде синхронного двигателя и содержит закрепленные на обойме 20 оптического приемного модуля обмотки ГОНа сканирования 22, вращающийся цилиндрический корпус 23, на внешней поверхности которого закреплены постоянные магниты 24, к внутренней поверхности с помощью винтов прикреплены концы пластин зеркального уголка 16, а к торцу жестко прикреплен спектроделитель 15. Вращающееся сочленение выполнено на базе насыпного подшипника 25, установленного на фланце входного отверстия обоймы 20 оптического приемного модуля. При вращении ротора 6 гироскопа создается вращающееся магнитное поле, которое увлекает за собой магнит 24 и связанный с ним цилиндрический корпус 23. Вращением зеркального уголка 16 и спектроделителя 15 с контротражателем 17 обеспечивается соответственно сканирование изображений в оптических диапазонах и коническое сканирование диаграммы направленности антенны РЛС. Обмотки ГОНа сканирования обеспечивают измерения фазовых рассогласований вращений ротора гироскопа и устройства сканирования.

Антенно-фидерное устройство РЛС миллиметрового диапазона (фиг. 3) содержит обтекатель 13, рефлектор (главное зеркало) 14, контротражатель, функции которого выполняет обращенная к рефлектору периферийная зона спектроделителя 15, прокачивающийся отрезок волновода облучатель РЛС 26 и неподвижный отрезок волновода 27. Облучатель 26 имеет рупор-раскрыв, жестко связан с прокачивающейся рамкой 8 карданового подвеса 9, и связан с неподвижным отрезком волновода 27 посредством неконтактного волнового соединения 28, находящегося на оси прокачки. Неподвижный отрезок волновода 27 связан с приемопередатчиком РЛС, а выходы приемника РЛС подключены к вычислителю (не показаны).

Устройство охлаждения состоит из емкости 29, размещенной в корпусе 11 координатора, и каналов с вращающимися сочленениями, выполненных в осях карданового подвеса 9 и спицах 21 (не показаны). В качестве хладогента может быть использован азот или аргон высокого давления. Система работает по принципу разомкнутого дроссельного холодильника и обеспечивает охлаждение фоточувствительных слоев ФПУ 19 и скоростных подшипников 7 до температуры порядка 60 К, что необходимо для нормальной работы координатора.

Вычислитель координат местоположения самолета относительно ВПП (фиг. 5) представляет собой многоуровневую многопроцессорную поточно-конвейерную систему с проблемно-ориентированными цифровыми процессорами обработки сигналов и специализированными модулями (кристаллами) цифровой обработки изображений. Он содержит последовательно включенные блок приема и выдачи изображений (БПВИ) 30 в видео- (ВК), тепло- (ТК) и радио- (РК) каналах и блок аналого-цифровых преобразователей (БАЦП) 31 с коммутаторами цифровых данных по трем каналам, выходы которых шинами выдачи изображены (ШВИ-ВК), (ШВИ-ТК) и (ШВИ-РК) подключены соответственно к канальным специализированным вычислительным устройствам (СВУ-ВК) 32, (СВУ-ТК) 33 и (СВУ-РК) 34. Общей шиной выдачи изображений (ШВЫИ), управляемой арбитром шины (АШ) 35, канальные СВУ соединены с оперативным запоминающим устройством обмена (ОЗУО) 36, выход которого подключен к специализированному вычислительному устройству сшивки изображений каналов (СВУ-СК) 37. Один его выход шиной команд оператора (КО) связан с входом БАЦП 31, а второй выход с цифровоаналоговым преобразователем (ЦАП) 38, выход которого подключен к системе автоматического управления самолетом. К БАЦП 31 также подключены задатчик угла глиссады (ЗУГ) 39 и задатчик величин расстояний между маркерами на ВПП (ЭРМ) 40. БАЦП 31 также связан с блоком питания передатчика РЛС (не показано), со статорными катушками гироскопа и обмотками ГОНа сканирования. Вышеназванные СВУ связаны между собой и с СВУ-СК 37 последовательным каналом связи и управления (ПКСУ), СВУ-СК 37 и БПВИ 30 параллельным командным каналом (ПКК). ЗУГ 39 и ЗРМ 40 используются для ввода данных в вычислитель летчиком вручную во время полета. Это предусмотрено на случай экстренной (аварийной) посадки самолета на другую ВПП. При этом расстояния между маркерами сообщаются летчику по радио.

Описанная система посадки самолетов работает следующим образом. При включенном питании каждый маркер 4, 5 (фиг. 2) всенаправленно излучает в пространство над землей световую и тепловую энергию. В процессе поиска ВПП (фиг. 6) на дальностях до нее 5-7 км работает передатчик бортовой РЛС миллиметрового диапазона и осуществляется программное сканирование осью оптической системы координатора путем прокачки внешней рамки 8 карданового подвеса 9 гироскопа на угол +/- 30^o. При попадании в оптическую систему излучения от основных маркеров 4 (светового, теплового, отраженного уголковыми отражателями радиолокационного сигнала) координатор 41 по команде вычислителя переводится в режим слежения за системой маркеров 4, обозначающих контуры ВПП. Принимаемые сигналы оптическая система фокусирует на чувствительных элементах световых, тепловых и радиолокационных сигналов (фиг. 4), а устройство сканирования осуществляет развертку изображений в фокальной плоскости оптической системы. ФПУ 19 (фиг. 3) осуществляет поэлементное разложение входного изображения в двух спектральных диапазонах и преобразует оптические сигналы в электрические видеосигналы, которые наряду с видеосигналами с выхода приемника РЛС подаются в БПВИ (фиг. 5) вычислителя. На данном этапе полета изображения дополнительных маркеров 5 (фиг. 2, 6) отсутствуют из-за недостаточности мощности их излучения и отсутствия у них уголковых отражателей. Кроме того, на больших расстояниях излучения от основных и дополнительных маркеров не разрешаются чувствительным элементом и суммируются при приеме.

Видеосигналы, несущие информацию об изображениях маркеров в трех спектральных диапазонах, по видеоканалу (ВК), теплоканалу (ТК) и радиоканалу (РК) подаются в БАЦП 31, где преобразуются в цифровую форму. Цифровые данные об изображениях с помощью коммутаторов распределяются по шинам выдачи цифровых изображений (ШВИ-ВК, ШВИ-ТК и ШВИ-РК соответственно). По сигналам управления на ШУК информация передается в канальные СВУ-ВК 32, СВУ-ТК 33 и СВУ-РК 34. Канальные СВУ обеспечивают обработку изображений на уровнях: цифрового процессора первичной обработки (ЦППО), цифрового процессора вторичной обработки (ЦПВО), специализированного процессора "мгновенной" обработки данных в структуре ЦППО и ЦПВО. На выходе канальных СВУ формируются результирующие данные (изображения совокупности маркеров, обозначающих контуры ВПП), которые по шине ШВЫМ подаются в ОЗУО 36, где объединяются и накапливаются. Эта информация поступает в СВУ-СК 37, где подвергается высокоуровневой обработке. При этом осуществляется совмещение изображений всех трех каналов (путем определения их взаимных аффинных рассогласований). На совмещенном изображении фиксируются три отметки от наиболее разнесенных маркеров (две из которых выбираются лежащими на одной кромке ВПП, а третья напротив одной из первых) и по их взаимному угловому расположению и введенным в вычислитель данным о расстояниях на земле между маркерами в СВУ-СК 37 вычисляются координаты местоположения самолета: дальность до ВПП, высота полета над плоскость 4 ВПП, азимут относительно оси ВПП, боковое и продольное отклонение (дальность по земле до передней кромки ВПП).

В предлагаемой системе посадки используется подвижная система координат (фиг. 6), центр которой совмещается с одним из маркеров, ось OY направлена вдоль оси ВПП от наблюдателя через последующие маркеры, оси ОХ направлена параллельно передней кромке ВПП, ось OZ направлена вверх. Оптическая ось 44 координатора 41 направляется в точку начала координат.

Координаты самолета дальность D, высота H, азимут относительно оси ВПП А, боковое отклонение относительно оси ВПП Х и продольное отклонение (дальность по земле до места расположения используемых маркеров) Y определяются по следующему алгоритму.

1. Определяют направляющие косинусы nx, ny, nz положения оптической оси каждого из приемников и наклонную дальность до фиксируемых маркеров из системы уравнений:
k₁ ((D + r₂•ny)/D²•(1-nx²/(1+ny²;
k₂ (nx²•ny²)/((1-nx²)•(1- ny²));
ny k₃•D
nx²+ny²+nz² 1;
где k₁, k₂, k₃ коэффициенты, определяемые через отношения длин векторов отметок от трех выбранных (наиболее разнесенных по оси ВПП видимых) маркеров на получающихся изображениях и углам между ними следующим образом:

где r₁, r₂, r₃ соответствующие расстояния между маркерами на земле.

2. Определяют азимут ВПП:
А -arctan(nx/ny)/
3. Определяют боковые смещения X, Y и высоту H относительно плоскости расположения ВПП:
X D•nx;
Y -D•ny;
H -D•nz.

С выхода СВУ-СК 37 сигналы, пропорциональные вычисленным координатам местоположения самолета относительно ВПП, подаются в ЦАП 38, где преобразуются из цифровой формы в аналоговую, если нужно, и вводятся затем в систему автоматического управления самолетом. В зависимости от ракурса подхода самолета к оси ВПП осуществляется предпосадочный маневр и самолет выходит в исходную точку для захода на посадку: дальность до ВПП 3000-5000 м, высота 300-500 м. При полете по глиссаде вплоть до приземления определение координат самолета осуществляется по такому же алгоритм непрерывно, при этом используются данные о значении угла глиссады, который для данной ВПП определяется заранее и вводится в вычислитель предварительно, а в случае посадки на другую ВПП вручную летчиком. На этапе выравнивания в соответствии с программой по команде вычислителя передатчик РЛС отключается, а координатор переводится в режим слежения за основными и дополнительными маркерами по одной из кромок ВПП. Это обусловлено тем, что при угле зрения оптической системы координатора 2^o на высотах полета 6-10 м вся ширина ВПП, равная 20-30 м, не перекрывается полем зрения оптической системы координатора (фиг. 6).

Экспериментальные исследования на физической модели координатора и машинное моделирование на математической модели показывают, что точность вычисления координат местоположения самолета относительно ВПП в предлагаемой системе посадки быстро возрастает с уменьшением дальности до точки приземления. В частности, на дальности обнаружения ВПП 3000 м, на которой требуемая точность определения азимута ВПП составляет 1-2^o, среднеквадратическое отклонение (СКО) ошибки не превысило 0,5^o, а на глиссаде при дальности 1000 м и высоте 150-200 м, где требуемая точность определения азимута составляет 0,5^o, СКО ошибки его определения не превысило 0,1^o. СКО ошибки определения наиболее критичной координаты - высоты составило: при дальности 3000 м и высоте 500 м 10 м, при дальности 1000 м и высоте 50 м 0,8 м, при дальности 500 м и высоте 25 м 0,2 м, что гарантирует требуемую точность определения высоты для автоматического режима посадки и на последнем, самом ответственном этапе посадки выравнивании.

Как видно из вышеизложенного, предлагаемая система обеспечивает высокую точность определения координат местоположения самолета относительно ВПП, что дает возможность осуществления автоматической посадки самолетов в сложных метеоусловиях в любое время суток и тем самым повысить безопасность полетов.

Осуществление изобретения возможно с помощью указанных в данном описании или известных до даты подачи заявки средств и методов.

Таким образом, приведенные сведения подтверждают соответствие изобретения условию патентоспособности "промышленная применимость".

Изобретение относится к системам посадки самолетов, преимущественно малой авиации, которые обеспечивают автоматическую посадку на слабооборудованные ВПП или временные площадки в сложных метеоусловиях и в любое время суток. Система включает в себя наземное оборудование, содержащее основные и дополнительные точечные маркеры, выполненные в виде ламп накаливания, которые устанавливаются вдоль боковых кромок ВПП, причем основные маркеры снабжены уголковыми отражателями, и бортовое оборудование, содержащее РЛС миллиметрового диапазона, последовательно включенные координатор и вычислительное устройство, выход которого соединен с системой автоматического управления самолетом. Координатор выполнен на базе индикаторного гироскопа с внутренним кардановым подвесом, на прокачивающейся рамке которого смонтирована оптическая система, воспринимающая световые, тепловые и СВЧ-излучения. Приемники светового и теплового излучения и облучатель антенны РЛС установлены в фокальной плоскости оптической системы, а их выходы подключены к вычислительному устройству. Благодаря высокой точности определения координат местоположения самолета относительно ВПП система обеспечивает непрерывное автоматическое управление самолетом на всех этапах посадки вплоть до приземления. 7 з.п.ф-лы, 7 ил.

1. Система посадки самолетов, состоящая из бортового оборудования, содержащего приемник световых сигналов, приемник тепловых сигналов, выход которого подключен к вычислителю координат самолета, оптическую систему с устройством сканирования, устройство охлаждения приемника тепловых сигналов, радиолокационную станцию миллиметрового диапазона, содержащую передатчик, приемник радиолокационных сигналов и антенно-фидерное устройство с облучателем приемопередающей антенны радиолокационной станции, отличающаяся тем, что она снабжена наземным оборудованием, содержащим основные и дополнительные точечные маркеры, выполненные в виде ламп накаливания и установленные на заданном расстоянии друг от друга по обе стороны от оси взлетно-посадочной полосы, причем основные маркеры снабжены уголковыми отражателями и установлены вдоль кромок взлетно-посадочной полосы, а дополнительные параллельно основным, а бортовое оборудование снабжено координатором, задатчиками угла глиссады и величин расстояний между маркерами, связанными с вычислителем координат самолета, соединенным одним выходом с передатчиком радиолокационной станции, а вторым выходом с входом системы автоматического управления самолетом, при этом координатор выполнен в виде индикаторного гироскопа с внешними статорными катушками и внутренним кардановым подвесом с прокачивающейся рамкой, на которой смонтированы оптическая система с устройством сканирования, антенно-фидерное устройство и устройство охлаждения, при этом приемники световых и тепловых сигналов и облучатель приемопередающей антенны радиолокационной станции установлены в фокальной плоскости оптической системы с устройством сканирования, выходы приемников световых и радиолокационных сигналов соединены с вычислителем координат самолета. 2. Система по п.1, отличающаяся тем, что точечные маркеры подключены к промышленной электросети или к автономному источнику электроэнергии. 3. Система по п.1, отличающаяся тем, что чувствительные элементы приемников световых и тепловых сигналов размещены в фокальной плоскости оптической системы при помощи линеек, ориентированных радиально ее оптической оси. 4. Система по п.1, отличающаяся тем, что оптическая система с устройством сканирования содержит установленные соосно сферический обтекатель, выполненный из прозрачного для световых, тепловых и радиоволн миллиметрового диапазона материала, главное параболическое зеркало, жестко закрепленное на прокачивающейся рамке карданового подвеса индикаторного гироскопа, плоскопараллельный спектроделитель, жестко связанный с ним контротражатель, выполненный в виде сферического зеркала, зеркальный уголок, состоящий из двух плоских зеркальных пластин, установленных симметрично оптической оси взаимно перпендикулярно друг к другу, коррегирующую линзу, при этом сферический обтекатель закреплен на переднем срезе корпуса координатора таким образом, что центр его поверхностей совпадает с центром прокачки индикаторного гидроскопа, коррегирующая линза установлена во фланце входного отверстия обоймы приемников световых и тепловых сигналов, а обойма жестко связана с главным параболическим зеркалом при помощи металлических спиц. 5. Система по п.4, отличающаяся тем, что устройство сканирования выполнено по схеме синхронного двигателя в виде вращающегося цилиндрического корпуса, на внешней поверхности которого закреплены взаимодействующие с вращающимся магнитным полем индикаторного гироскопа постоянные магниты, при этом цилиндрический корпус одним своим срезом сочленен с обоймой приемников световых и тепловых сигналов при помощи насыпного подшипника, который установлен на фланце входного отверстия обоймы, к внутренней поверхности цилиндрического корпуса прикреплены с возможностью юстировки концы пластин зеркального уголка, раскрыв которого обращен в сторону главного параболического зеркала, а вершина угла расположена перед коррегирующей линзой, ко второму срезу цилиндрического корпуса прикреплен плоскопараллельный спектроделитель, периферийная зона которого имеет зеркальное покрытие и обращена в сторону главного параболического зеркала, а центральная зона выполнена в виде частопериодической металлической решетки, причем плоскость спектроделителя наклонена под углом, равным 1^o30'' к оптической оси оптической системы, соосно оптической оси в спектроделителе закреплен контротражатель, сферическая поверхность которого обращена в сторону коррегирующей линзы. 6. Система по п. 1, отличающаяся тем, что антенно-фидерное устройство радиолокационной станции миллиметрового диапазона включает в себя установленные соосно сферический обтекатель, главное параболическое зеркало - рефлектор приемопередающей антенны, контротражатель, выполненный в виде периферийной зоны плоскопараллельного спектроделителя, при этом облучатель приемопередающей антенны радиолокационной станции, выполненный в виде подвижного отрезка волновода с рупорным раскрывом, жестко соединен с прокачивающейся рамкой карданового подвеса индикаторного гироскопа и связан посредством неконтактного сочленения, центр которого совпадает с осью прокачки карданового подвеса, с отрезком неподвижного волновода, который жестко соединен с корпусом координатора и связан с передатчиком и приемником радиолокационной станции. 7. Система по п.1, отличающаяся тем, что вычислитель координат самолета содержит последовательно включенные блок приема и выдачи изображений и трехканальный блок аналого-цифровых преобразователей, к выходам которого подключены специализированные вычислительные устройства видео-, тепло- и радиоканалов, выходы которых общей шиной выдачи изображений, управляемой арбитром, соединены с оперативным запоминающим устройством обмена, выход которого подключен к специализированному вычислительному устройству сшивки изображений каналов, к выходу которого подключен цифроаналоговый преобразователь, при этом специализированные вычислительные устройства каналов шиной управления каналами связаны с блоком приема и выдачи изображений, а между собой и со специализированным вычислительным устройством сшивки изображений каналов последовательным каналом связи и управления, специализированное вычислительное устройство сшивки изображений каналов параллельным командным каналом связано с блоком приема и выдачи изображений, а шиной команд оператора с блоком аналого-цифровых преобразователей. 8. Система по п.1, отличающаяся тем, что устройство охлаждения приемников световых и тепловых сигналов выполнено в виде разомкнутого дроссельного холодильника, содержащего установленную в корпусе координатора емкость для хладагента с каналами, выполненными в металлических спицах и в осевых деталях карданового подвеса индикаторного гироскопа.