Способ интегрального отображения параметров полётной ситуации Российский патент 2020 года по МПК B64D45/00 G01C23/00 

Изобретение относится к области информационного и индикационного обеспечения бортовых систем управления пилотируемыми воздушными суднами (ВС) и наземных систем управления беспилотными летательными аппаратами (БЛА).

Уровень техники.

Во время пилотирования пилот ВС /оператор БЛА обязан:

- определять правильность и эффективность выполнения текущего режима пилотирования;

контролировать выполнение требований безопасности полета

ВС/БЛА;

- выполнять одновременный контроль параметров функционирования воздушного судна и тактической обстановки (ТО);

- выполнять управление с учетом ограничений по тактико-техническим характеристикам летательного аппарата и влияния внешних факторов.

Одним из путей решения названных задач является совершенствование информационно-управляющего поля (ИУП) кабины ВС, как важнейшей части эргатической системы «воздушное судно + оператор + среда».

Особое значение имеет обеспечение необходимого и достаточного отображения комплекса параметров состояния летной ситуации в текущий момент времени и прогноз ее развития в соответствии с требованиями эргономики компонентов системы отображения информации (СОИ).

Для осуществления этой задачи имеются два наиболее конструктивных пути:

интегрирование в традиционных системах индикацйи на многофункциональных цифровых индикаторах МФЦИ (кадры командно-пилотажного индикатора КПИ, ТО), коллиматорных авиационных индикаторах (КАИ), нашлемной системы целеуказания и индикации (НСЦИ) необходимого и достаточного количества пилотажных, тактических параметров и важнейших параметров работы двигателей, позволяющих оператору контролировать текущую летную ситуацию без обращения к разным объектам индикации;

- совершенствование системы кодирования и отображения пилотажных, тактических параметров и важнейших параметров работы силовой установки для обеспечения симультанного восприятия и формирования качественной оценки ситуации, а также контроля нахождения количественных значений параметров в допустимых или заданных пределах изменения.

В часто используемом в настоящее время кадре КПИ используется шкально-параметрический принцип индикации пилотажных параметров, который обуславливает дискретность в получении информации. Это вынуждает оператора интегрировать отдельно воспринимаемые значения параметров во внутреннем плане в процессе полета, что способствует не только возрастанию дефицита времени на принятие решений, но и препятствует возможности формирования постоянно необходимого представления о ВС в стабилизированном относительно Земли пространстве - формирования образа полета. При совершенствовании системы кодирования в кадре КПИ необходимо использовать методы моделирования летной ситуации, учитывающие принцип особенности антропоцентрического, то есть позволяющие оператору использовать в своей деятельности преимущества человека перед техническими устройствами, а именно умение использовать в своей деятельности наглядность и целостность восприятия.

Для решения этих задач в кабине ВС/ на автоматизированном рабочем месте (АРМ) оператора БЛА устанавливается ряд приборов, отображающих необходимую информацию. Предполагается, что используются приоритетно наиболее точные из доступных систем датчиков и измерительных систем, определяющие текущие значения параметров полетной ситуации.

Для обеспечения любого режима полета ВС/БЛА необходимо в комплексе задействовать как технические, так и человеческие ресурсы. При этом проявляется противоречие между возрастающей энерговооруженностью, технологической сложностью, эргономической оснащенностью техники и ограниченными интеллектуальными и психофизиологическими возможностями пилота/оператора. Ошибки управления обычно объясняются ошибками или трудностями восприятия и переработки информации в связи с задержкой поступления характеристик сигналов, пропусками нужной информации, неполнотой и неопределенностью воспринятых сообщений (Пономаренко В.А. Психология человеческого фактора в опасной профессии. Под ред. М.И. Ботова, - Красноярск, 2006). Результаты исследований психофизиологических особенностей деятельности и состояния человека в полете, а также эргономических особенностей авионики (Ворона А.А., Гандер Д.В., Пономаренко В.А. Теория и практика психологического обеспечения летного труда. - М: Военное издательство, 2003) показывают, что в современным системам индикации и управления свойственны существенные недостатки в плане обеспечения наиболее эффективной и безопасной эксплуатации летательных аппаратов. Требуется постоянное совершенствование систем обеспечения полноты и точности предоставления полетной информации, улучшение качества индикационной и эргономической составляющей информационно-управляющего поля (ИУП) кабины ВС/АРМ оператора БЛА для обеспечения своевременности и высокой степени осведомленности летчика о параметрах полетной ситуации и, тем самым, повышения безопасности пилотирования.

Известен патент «Командно-пилотажный индикатор», RU 2207514. Дата начала отсчета срока действия патента: 10.01.2002.

В данном патенте предлагается вариант командно-пилотажного индикатора, на котором отображается набор параметров полетной ситуации в виде традиционных шкал и индикаторов и авиагоризонта, в индикации на котором используется модифицированный принцип отображения «Лидера».

Предлагаемый способ отображения параметров полетной ситуации на авиагоризонте рассчитан на полет ВС в директорном или ручном режимах по заданной траектории либо по траектории, параметры которой могут быть рассчитаны в текущем времени, например, траектория посадки при измеряемых/передаваемых на борт ВС значениях отклонения от траектории планирования конкретного аэродрома.

Предлагается схема обработки измеряемых параметров полетной ситуации и параметров, заранее вносимых в память бортовой вычислительной системы, для выполнения расчетов взаимного расположения символов ВС и «Лидера».

К инновациям в построении авиагоризонта относятся:

- подвижные ленточные шкалы высоты и приборной скорости с расположением отметок заданных значений на уровне центра кадра, удобные для индикации малых рассогласований параметров полетной ситуации по высоте и скорости;

- расположение шкалы угла крена в верхней части авиагоризонта с отсчетом текущего значения крена от вертикали; интервал раскрытия шкалы крена (-60°; +60°);

- центрированное по вертикали и горизонтали расположение всех символов в кадре, как признак стабильного движения ВС по заданной или расчетной траектории.

Относительное расположение траектории, центрального символа ВС и «Лидера» дает пилоту одномоментно воспринимаемые рассогласования по курсу, высоте и углу крена. Индикация определенных частей символа «Лидер» в проблесковом режиме или измененным цветом отображает недостоверность расчетных значений рассогласования по курсу, по тангажу, по углу крена, по величине скорости.

Недостатки:

- несоответствие содержания принципа управления ВС по положению «Лидера» в директорном режиме и в ручном режиме управления; в директорном режиме положение «Лидера» определяются заданными параметрами траектории движения ВС и рассогласованием этих значений с текущими параметрами движения ВС; управление ВС по курсу, крену и тангажу выражается в ликвидации рассогласований в величинах этих параметров и совпадении символов; в ручном режиме пилотировании пилот фактически изменяет параметры полета реального ВС, но результат управления отображается в изменении положения «Лидера»;

- распределение индикации в случае недостоверности данных по рассогласованию пилотажных параметров между отдельными частями одного символа «Лидер» может приводить к задержке и к ошибкам восприятия информации;

- поворот символа «Лидер» относительно своего центра соответствует разнице между текущим и заданным значениями крена ВС; при этом поворот символов авиагоризонта относительно центра кадра соответствует крену, видимому с Земли; такое положение не может обеспечивать одномоментное верное восприятие рассогласования по крену и выполнение правильного управляющего действия.

Известен патент «Командно-пилотажный индикатор», RU 2474862. Дата начала отсчета срока действия патента: 28.12.2011

Основой индикации на КПИ RU 2474862 является система обработки текущих параметров полетной ситуации при полете ВС по заданной траектории и хранящихся в памяти бортовой вычислительной системы параметров определенного режимами полета ВС множества траекторий, аэродинамических характеристик ВС, инерционно-массовых, весовых и других параметров, от которых зависит безопасность полета и выполнение полетного задания, и вычисления текущих значений рассогласования и поправочных значений для: угла крена, угла тангажа, угла скольжения, приборной скорости, бокового отклонения от траектории, отклонения по дальности, отклонения по высоте.

Конструктивное и наглядное отображение совокупности названных выше характеристик выбрана система индикации на аналоге авиагоризонта, состоящая из:

- центрального символа ВС изменяемой формы, имеющего возможность только поворота в соответствии с текущим значением угла крена относительно центра кадра; форма центрального символа отображает текущие значения параметров угла крена, угла тангажа, угла скольжения и приборной скорости;

- подвижного символа «Лидера», положение которого в кадре и форма отображают вычисленные значения рассогласования и поправок значений параметров полета ВС по заданной траектории;

- символа радиовысоты, неподвижного при значениях высоты больших 300 метров и перемещающегося к центру кадра в соответствии с неравномерной шкалой высоты в диапазоне (0 м; 300 м); деление 0 шкалы находится на уровне центра кадра.

К недостаткам КПИ RU 2474862 можно отнести:

- выполнение управляющих воздействий для совмещения символа ВС и «Лидера» по достаточно большому числу параметров может потребовать от пилота экстремального внимания индикации на авиагоризонте и, соответственно, дефициту времени и внимания для идентификации ситуации по другим параметрам состояния ВС и внекабинной обстановки;

- при малых величинах рассогласований по крену, по тангажу, по углу скольжения и особенно по величине скорости выполнение символов ВС и «Лидера» линиями может привести к погрешностям и трудностям восприятия этих рассогласований; не оговорены допустимые погрешности при совмещении символов и цветовые характеристики символов и состояний;

- не оговорены условия изменения режима пилотирования и/или возможность экстренного расчета траектории маневрирования, более сложной, чем при движении по заданному маршруту, и соответствующих поправочных значений пилотажных параметров в условиях дефицита времени и внимания.

Известен патент «Способ и устройство для обработки и отображения информации пилотирования самолета», US 7616130. Дата начала отсчета срока действия патента: 26.02.2007.

В US 7616130 предлагается способ и устройство для обработки параметров полетной ситуации и отображения данных, позволяющих вычислять и отображать рассогласование по основным параметрам пилотирования ВС при следовании по траектории, заранее заданной в трехмерной системе координат.

Предлагаемые способ вычисления и отображения отклонений от заданных значений параметров полетной ситуации - горизонтальной скоростью, вертикальной скоростью и отклонением от заданной траектории - и способам отображения результата действий позволяет ликвидировать рассогласования методами последовательной компенсации посредством органов управления.

В US 7616130 предлагается вид пилот-сигнала на устройстве отображения информации, представляющий необходимую информацию в простой для интерпретации форме, позволяющей пилоту ВС выполнять интуитивно понятные ему действия в полете. Взаимное расположение символов на индикаторе рассчитывается в соответствии с устройством и законами управления для конкретного вида ВС таким образом, чтобы стратегия управления сводилась к наложению центров индикаторов и символов.

Предлагаемое в US 7616130 устройство может быть использовано как на вертолетах, так и на самолетах в индикаторах любого типа, в частности, в индикаторах на лобовом стекле ВС.

К недостаткам способа US 7616130 можно отнести необходимость учета в вычислениях особенностей устройства и управления конкретного типа ВС, в котором этот метод индикации будет применен, что конкретно не обсуждается.

Известен патент «Авиационная система ориентации», US 8421649. Дата начала отсчета срока действия патента: 22.02.2010.

По способу поддержки пространственной ориентировки пилота патент US8421649 является достаточно близким к заявляемому изобретению. Авторы US8421649 применяют индикацию неподвижных относительно плоскости экрана символов существенных пилотажных параметров - угла крена и угла тангажа и отказываются от индикации в кадре подвижных символов искусственного горизонта и ВС.

Отображение углов крена и тангажа дополнено цифровыми счетчиками текущих значений приборной скорости и высоты, находящихся в поле зрения пилота вблизи основного кадра индикации.

В US 8421649 описан механизм задания в бортовом вычислителе параметров ВС и полетной ситуации в различных режимах полета, на основании которых пилоту может быть оказана помощь при потере ситуационной осведомленности и пространственной дезориентировки. Предусмотрены различные способы выдачи информации - визуальные сообщения, голосовые сообщения, возможность отказа от одного из видов сообщений по выбору пилота. Предусмотрены сообщения, относящиеся не только к предупреждению о необходимости начала корректирующего действия по предотвращению потери пространственной ориентировки и существу действия, но и к его окончанию.

В индикации шкал и указателей угла крена и угла тангажа используется стандартная цветовая кодировка.

Не стандартное решение индикации шкалы крена и двух вариантов указателей крена должны привлекать внимание пилота при выполнении режимов полета, не предполагающих больших отклонений от ситуационно обоснованных значений параметров.

К недостаткам US 8421649 следует отнести:

- сведение совокупности пилотажных параметров, отображаемых в стандартном командно-пилотажном индикаторе и необходимо учитываемых при выполнении полета, к индикации угла тангажа и угла крена;

- сочетание шкал и указателей в кадре, не вызывающее естественных ассоциаций с пространством полета.

Известен патент «Интегральный индикатор управления полетом», US 6028536. Дата начала отсчета срока действия патента: 16.11.1995.

В US 6028536 предлагается интегральный индикатор управления полетом для предоставления визуальной информации, отображаемой в символьном и в цифровом виде. Символьное отображение параметров полетной ситуации обеспечивает симультанное опознавание пилотом положения воздушного судна (ВС) в пространстве Земли, соответствующее виду из ВС на Землю. Отображение основных параметров полетной ситуации при помощи естественным образом распознаваемых символов обеспечивает симультанное опознавание полетной ситуации и делает возможным варьирование масштаба отображения в направлении уменьшения размера, что позволяет использовать предлагаемый способ индикации не только на дисплеях кабины ВС, но и в нашлемной индикаторах и индикаторах на лобовом стекле ВС, минимизировать дополнительные изображения в поле зрения пилота в режимах полета, требующих визуального контроля ситуации во внекабинном пространстве.

Предлагаемый здесь способ отображения параметров, необходимых для управления полетом, дополняется символами лидера для обеспечения полета по заданной траектории и выполнения захода на посадку при использовании данных инструментальной системы посадки ILS. Данный способ отображения параметров, необходимых для управления полетом позволяет осуществить индикацию, необходимую для выполнения полета с огибанием рельефа местности.

Способ отображения параметров US 6028536, необходимых для управления полетом, дополняется элементами индикации для визуализации и отображения параметров полетной ситуации в случае применения оружия по воздушным целям.

Конфигурация основных символов предлагаемого интегрального индикатора управления полетом - центральный неподвижный символ ВС, дуга неба, дуга земли, соотношение угловых размеров дуги неба и дуги земли, положение линии горизонта, понимаемого как линии, соответствующей 0° тангажа, символы направления наклона траектории, крен земли, положение символа вертикальной скорости, соответствующее полету ВС на высоте, большей заданной, символ достижения минимальной допустимой высоты - обеспечивает их мгновенное распознавание и положение в пределах интегрального индикатора, что обеспечивает качественную оценку соответствующих им параметров полетной ситуации.

Расположение и конфигурация символов курса ВС и шкалы скорости обеспечивает симультанное восприятие направления движения ВС и значение текущей скорости ВС, относительно основных заданных и рассчитываемых бортовым вычислителем для конкретного ВС значений скорости - минимальной допустимой и максимальной допустимых скоростей, скорости сваливания, скорости сохранения целостности конструкции самолета.

Применение ленточных цифровых шкал и указателей обеспечивает безошибочное считывание текущих значений тангажа и угла атаки.

Мнемоническая шкала параметров применения оружия по воздушным целям и ее расположение в пределах интегрального индикатора удобны для мгновенного качественного восприятия пилотом.

Применение цветовой кодировки символов интегрального индикатора управления полетом улучшает условия распознавания и оценки полетной ситуации.

К недостаткам интегрального индикатора управления полетом US 6028536 следует отнести:

- считывание количественных значений крена, высоты, скорости, курса ВС и рассогласования последнего с заданным путевым углом представляется затруднительным вследствие переменного места индикации;

- отображение фигур символов искусственного горизонта земли, центральных символов ВС, символов маркеров траектории, символа вертикальной скорости, линии индикации высоты ВС над поверхностью земли дугами и линиями малой толщины может затруднять их идентификацию, особенно в монохромном варианте исполнения, требуемым в случае нашлемного индикатора и индикатора на лобовом стекле ВС;

- успешность применения интегрального индикатора управления полетом при значениях крена, больших по абсолютной величине 90°, не очевидна; не указаны ограничения по величине крена; не описаны и не представлены на рисунках полетные ситуации при крене, большем по абсолютной величине 90°, и при различных по величине и знаку значениях тангажа.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому изобретению по совокупности существенных признаков является патент «Командно-пилотажный прибор логической индикации положения и управления летательным аппаратом в пространстве (варианты)», RU 2331848. Дата начала отсчета срока действия патента: 06.10.2008.

В патенте RU 2331848 представлены два варианта реализации системы индикации пилотажных параметров в системе приборов ИУП кабины ВС - механический вариант прибора индикации и вариант отображения в кадре КПИ на экране МФЦИ, принятый в ИУП современных ВС.

Для сравнения со способом индикации параметров полетной ситуации заявляемого изобретения выбран второй вариант по признаку способа реализации в ИУП.

Система индикации пилотажных параметров полетной ситуации патента RU 2331848 в командно-пилотажном приборе логической индикации положения и управления летательным аппаратом в пространстве содержит:

- область индикации в форме круга на экране МФЦИ;

вогнутую шкалу тангажа со средней вертикалью экрана, ориентированной в вертикальном направлении;

- дугообразную неравномерную шкалу крена, расположенную внизу по границе области индикации, рассчитанную на отсчет угла крена по положению крыла символа ВС;

- указатель вектора скорости,

- указатель условного горизонта (0° тангажа) в виде нанесенной на экране неподвижной горизонтальной линии, перпендикулярной средней вертикали экрана;

- объемное изображение вида сзади летательного аппарата над шкалой тангажа, носовая часть которого ориентирована от экрана в сторону средней вертикали экрана;

светлый фон поля экрана над линией указателя условного горизонта, отображающий небо;

- темный фон поля экрана под линией указателя условного горизонта, отображающий Землю.

МФЦИ связан с процессорным блоком, выполненным с функцией формирования графического отображения вогнутой шкалы тангажа со средней вертикалью экрана, дугообразной шкалы крена под указателем условного горизонта, изображения объемного макета летательного аппарата перед шкалой тангажа, ориентированного носовой частью в сторону средней вертикали экрана и с функцией изменения изображения объемного макета ВС путем изменения программным путем положения его носовой части в соответствии с текущим значением тангажа влево и вправо от средней вертикали экрана параллельно линии условного горизонта и вращения корпуса указанного макета по крену относительно центра кадра, в функции от цифровых сигналов, соответствующих прецессии отдельных гироскопов.

Указатель вектора скорости выполнен в виде двух линий, разнесенных относительно средней вертикали экрана за границы шкалы тангажа, относительно которых перемещается указатель энерговооруженности летательного аппарата, выполненный в виде двух обращенных навстречу друг другу стрелок, имеющих возможность перемещения относительно указателя вектора скорости в вертикальном направлении для демонстрации энергетического запаса мощности двигателей на данном этапе полета.

Символ искусственного горизонта выполнен в виде линии, соответствующей положению естественного горизонта поверхности Земли при текущем значении высоты летательного аппарата и расположенной под указателем условного горизонта. Символ искусственного горизонта поворачивается относительно центра кадра на угол, обратный текущему крену летательного аппарата.

Для повышения информативности в приборе шкала тангажа может быть выполнена с возможностью изменения разрядности шкалы в направлении от линии условного горизонта к периферии экрана, что особенно важно для визуальной индикации углов тангажа, приближающихся по абсолютной величине к 90 градусам.

Отображаемые признаки полетной ситуации являются существенными и взаимосвязаны с образованием устойчивой совокупности существенных признаков, достаточной для получения требуемого технического результата.

По замыслу авторов изобретения символ искусственного горизонта однозначно показывает не только положение ВС при маневрировании, но и его положение относительно естественного горизонта. Совместно с информацией дополнительного индикатора высоты (расположение которого относительно кадра КПИ не указано) символ искусственного горизонта позволяет однозначно интерпретировать прямым образом положение самолета в пространстве. Таким образом, символ искусственного горизонта может выполнять функцию элемента индикации, способствующего сохранению пространственной ориентации пилота при маневрировании.

Индикация на КПИ изобретения RU 2331848 имеет прогрессивные тенденции отображения параметров полетной ситуации, но их реальная содержательность вследствие условности отображения важных для пилотирования величин требует экспериментального подтверждения. К ним относятся:

- достаточность символа искусственного горизонта для своевременного и безошибочного восприятия с учетом предписываемой ему функции элемента индикации, способствующего сохранению пространственной ориентации пилота при маневрировании;

- одновременная индикация крена по правилу «вид с Земли на ВС» на символе ВС и обратного крена на символе естественного горизонта, приводящая к пересечению линии крыльев ВС и линии естественного горизонта (рисунок с видом индикации при углах крена больших 90° по абсолютной величине в описании патента не представлен);

- индикация изменения курса ВС ограничивается индикацией угла скольжения;

- индикация угла атаки совмещена с указателем вектора скорости; предполагается, что заданные в бортовой вычислительной системе правила расчета позволяют количественно и качественно отобразить абсолютную величину и знак обеих величин.

Исследованные прототипы

1. Патент RU 2207514 С1, 26.07.2003.

2. Патент RU 2331848 С2, 20.04.2008.

3. Патент RU 2474862 С1, 28.12.2011.

4. Патент US 7616130 В2, 11.10.2009.

5. Патент US 8421649 В2, 21.02.2011.

6. Патент US 6028536 А, 16.11.1995.

Сущность заявляемого изобретения.

Задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в достижении необходимого и достаточного отображения параметров состояния летной ситуации в текущий момент и прогноза ее развития, обеспечивающей предотвращение потери пространственной ориентировки и/или сохранение образа полета в стабилизированном пространстве Земли в условиях боевого маневрирования, особенно на малых высотах, и в сложных метеорологических условиях (СМУ).

Способ интегрального отображения параметров полетной ситуации заявляемого изобретения реализован на основе системы представления пилотажных параметров, изложенной в «Новая концепция интегрального пилотажного прибора и обоснование информации, выдаваемой летчику в особых случаях полета.» Скибин Г.Г., Айвазян С.А., Богданов Ю.В., Радченко М.И., Белоусова В.С, -Москва, 2013.

Изобретение подтверждается чертежами.

Вид индикации параметров полетной ситуации заявляемого изобретения представлен на рисунке 1, иллюстрирующем набор основных индикационных объектов представляемого способа отображения на КПИ.

На рисунке 2 представлен вид индикации при выполнении полета на малой высоте.

На рисунке 3 представлен вид индикации угла атаки при положительном значении в пределах интервала допустимых значений угла атаки.

На рисунке 4 представлен вид индикации угла атаки при отрицательном значении в пределах интервала допустимых значений угла атаки.

На рисунке 5 представлен вид индикации угла атаки при положительном значении в пределах интервала допустимых значений угла атаки при крене ВС большем 90° (возможно меньшем -90°).

На рисунке 6 представлен вид индикации угла атаки при положительном значении, большем максимального допустимого значения угла атаки.

На рисунке 7 представлен вид центрального символа ВС; центральный символ ВС изображен с элементами механизации, индицируемыми в соответствующих режимах полета ВС.

На рисунке 8 представлен вид индикации на центральном символе ВС положения указателей текущего значения вертикальной перегрузки n_y и рекомендованного значения вертикальной перегрузки, большего максимального допустимого значения n_уреком ≥ n_{умаксим}, указателя текущего значения угла атаки, меньшего максимального допустимого значения.

На рисунке 9 представлен вид индикации на центральном символе ВС положения указателей при текущем значении вертикальной перегрузки n_y=1 и рекомендованном значении вертикальной перегрузки n_уреком ≤ n_{умаксим}, указателя текущего значения угла атаки, равного максимальному допустимому значению.

На рисунке 10 представлен вид индикации на центральном символе ВС положения указателя вертикальной перегрузки, меньшего минимального допустимого значения n_у ≤ n_уминим, и указателя угла атаки, меньшего минимального допустимого значения.

На рисунке 11 представлен вид индикации при выполнении ВС восходящего маневра.

На рисунке 12 представлен вид индикации при выполнении ВС нисходящего маневра.

На рисунке 13 представлен вид индикации пилотажных параметров ВС в горизонтальном полете в ситуации необходимости выполнения разворота при значительном рассогласования между текущим курсом ВС и заданным курсом.

На рисунке 14 представлен вид индикации разрешения ситуации рисунка 8 при реализации возможности быстрого изменения курса ВС путем достаточного увеличения скорости ВС и допустимого увеличения вертикальной перегрузки.

На рисунке 15 представлен вид шкалы приборной скорости.

На рисунке 16 представлена блок-схема процедуры обработки данных, характеризующих текущую полетную ситуацию, для формирования изображения на командно-пилотажном индикаторе по заявляемому изобретению. Она состоит из: информационно-измерительной системы (ИИС), бортовой вычислительной системы (БВС) и системы отображения информации (СОИ).

Информационно-измерительная система включает в себя системы измерения параметров движения и состояния ВС, находящиеся на борту ВС, например,

- инерциальную навигационную систему ИНС,

- допплеровский измеритель скорости и сноса ДИСС,

- систему воздушных сигналов СВС,

- систему автоматического управления САУ,

- органы и приводы управления ВС ОУ,

- силовую установку ВС,

- датчики топливной системы,

и наземные и спутниковые навигационные системы, например,

- спутниковую навигационную систему СНС,

- наземную систему радионавигации, в частности, систему радиомаяков ближней навигации РСБН/VOR,

- курсоглиссадную систему КГС.

Процедура обработки данных, для формирования изображения на командно-пилотажном индикаторе характеризующих текущую полетную ситуацию выполняется следующим образом.

В бортовую вычислительную систему поступают текущие значения параметров полетной ситуации от датчиков и измерительных систем, расположенных на борту ВС и вне ВС.

Здесь каждый из определяющих состояние ВС и используемых в индикации параметров проходит анализ на достоверность, либо на основании априорных сведений о его возможных значениях, либо путем обработки нескольких данных, поступающих от различных источников информации, в зависимости от природы параметра.

Далее, проверенные текущие значения параметров полетной ситуации и с присвоенными им признаками достоверности (0 или 1) поступают в блок формирования вторичных сигналов.

Здесь согласно алгоритмам данного изобретения с учетом данных, рассчитываемых в БВС, либо содержащихся в ее памяти, например, допустимых и рекомендуемых значений пилотажных параметров в зависимости от режима полета, описаниям маршрутов и навигационных точек, формируются внутренние переменные и функциональные зависимости, используемые непосредственно для построения индикации.

Эти данные поступают в систему отображения информации - в генератор символов изображения, где формируются характеристики (размеры, формы, координаты положения на экране МФЦИ или на КАИ, цвета и режимы отображения) символов индикации, соответствующие текущему состоянию полетной ситуации и признаков достоверности. Далее на их основании строится изображение кадра КПИ на экране МФЦИ.

При отображении параметров полетной ситуации в заявляемом изобретении используются методы моделирования полетной ситуации, учитывающие особенности антропоцентрического принципа, то есть позволяющие оператору использовать в своей деятельности преимущества человека перед техническими устройствами, а именно умение использовать в своей деятельности наглядность и целостность восприятия.

Способ интегрального отображения параметров полетной ситуации заявляемого изобретения позволяет отображать совокупность параметров с учетом их взаимообусловленности и взаимовлияния, что проявляется в различных аспектах - в расположении, связанности, размерах шкал и указателей, индикаторов, группировании и дублировании.

Способ интегрального отображения параметров полетной ситуации заявляемого изобретения в кадре КПИ на МФЦИ отвечает основным требованиям, предъявляемым к системам отображения информационно-управляющего поля (ИУП) кабины ВС:

- предъявление синтезированного моделирующего изображения, позволяющего одновременно контролировать большое число параметров;

- использование индикации угла крена по принципу «вид с земли на ВС»;

- обеспечение отображения общей для всех этапов полета информации в единой форме;

- совмещение дополнительной информации, необходимой для отдельных этапов полета, с общей информацией.

Вид индикации пилотажных параметров представляет собой систему параметрических узлов, взаимосвязанных в соответствии с законами аэродинамики и правилами функционирования систем бортового оборудования ВС, основные из которых представлены на рисунке 1.

Данный вид индикации позволяет постоянно, на качественном уровне отслеживать состояние полетной ситуации, а также содержит достаточное количество индикаторов числовых значений параметров для контроля необходимых управляющих воздействий и сигнализаторов отказов для контроля работоспособности СОИ:

1, 1а - указатели текущих значений вертикальной перегрузки n_y и угла атаки; дублирующий символ (1а), визуально не связанный со шкалой вертикальной перегрузки (36), позволяет качественно определять соотношение между текущим значением вертикальной перегрузки и рекомендованным значением вертикальной перегрузки по положению дублирующего символа относительно угла раскрытия курсовой шкалы (2);

2 - курсовая шкала в виде дуги переменного размера, ориентированная по текущему курсу ВС, раскрывающаяся симметрично относительно текущего курса ВС;

3 - шкала угла атаки;

4 - индикатор текущего значения курса ВС;

5 - указатель крена ВС, отсчитываемого от вертикали; в случае отсутствия достоверного значения крена указатель фиксируется в положении 0° и отображается желтым цветом в проблесковом режиме с частотой 2,5 Гц;

6 - символ положения Солнца относительно текущего курса ВС;

7 - указатель барометрической высоты для высот больших 100 метров; шкала барометрической высоты не равномерная; оцифровка шкалы индицируется на элементах опорной шкалы (22); оцифровка шкалы от символа «0» (0 м) до символа «3.» (3000 м) отображается постоянно; символы оцифровки, соответствующие значениям большим 3000 м, отображаются по следующему правилу: при превышении барометрической высотой 3000 м отображается символ «6.», при превышении 6000 м - символ «18.»; на шкале может быть отображена в виде индекса заданная высота полета или заданный интервал высот в виде сегмента;

8 - шкала малых высот (рисунок 2); отображается при значениях барометрической высоты и радиовысоты, меньших 100 метров;

9, (9а) - индикатор приборной скорости (км/час) в сочетании со шкалой приборной скорости (33) и индикацией числа Маха (31); индикатор приборной скорости дублируется (9а) при окончании курсовой шкалы справа в сочетании с индикатором истинной скорости (11);

10 - группа индикации текущих значений вертикальной скорости (м/сек) и барометрической высоты НБ (м);

11- индикатор истинной скорости (км/час);

12 - символ рекомендованного значения перегрузки при указателе текущего значения угла атаки отклоняется от указателя угла атаки (13) на угол пропорциональный разнице между текущим значением вертикальной перегрузки n_у и рекомендуемым значением n_уреком;

13 - указатель угла атаки при указателе наклона траектории (14); угол отклонения от символа траектории соответствует величине угла атаки в пределах интервала допустимых положительных значений (38 рисунок 3) или отрицательных значений (39 рисунок 4); если крен ВС больше ±90°, указатель угла атаки отображается в перевернутом относительно нижней стороны символа положении (40 рисунок 5); вне интервала допустимых значений центр вращения указателя угла атаки фиксируется в точке, соответствующей ближайшей границе допустимого интервала, индицируется в принятом цвете предупреждения, например красным (41 рисунок 6).

14 - указатель угла наклона траектории;

15, 15а - «лучи», отображающие положение плоскости искусственного горизонта, соответствующей нулевому значению угла тангажа;

16 - шкала и указатель радиовысоты для высот больших 100 метров; если значение радиовысоты менее 100 метров, отображается шкала (8), изображенная на рисунке 2;

17 - шкала перегрузки n_z; изменение текущего значения n_z отображается смещением символов шкалы относительно центрального указателя в соответствии со знаком и величиной текущего значения; индицируемый интервал значений n_z - (-0,6; +0,6);

18 - символ поверхности Земли при малых (меньших достаточно точно определяемого значения радиовысоты) значениях радиовысоты;

19 - основной символ Земли;

20 - индикатор текущего времени часового пояса расположения ВС;

21 - центральный символ ВС;

22 - опорная шкала;

23 - индикатор текущего значения радиовысоты; в случае недостоверности отображается как HP XXX; при достижении высоты безопасности в зоне полета ВС индикатор (23) отображается оранжевым цветом в проблесковом режиме с частотой 2,56 Гц;

24 - время полета;

25 - доступное время (часы и минуты) при текущей скорости расходования топлива;

26 - текущее количество топлива; если значение количества топлива недостоверно, индикаторы (26) и (25) отображаются желтым цветом в проблесковом режиме с частотой 2,5 Гц;

27 - рекомендуемое значением перегрузки пуреком;

28 - интервал рекомендуемых значений на шкале оборотов двигателей;

29 - указатель и значение оборотов левого/первого двигателя в процентах;

30 - указатель и значение оборотов правого/второго двигателя в процентах;

31 - индикатор числа Маха (М);

32 - граничное положение шкалы оборотов двигателей, соответствующее значению 100%;

33 - шкала приборной скорости; шкала (рисунок 15) сопряжена с курсовой шкалой таким образом, что текущее значение приборной скорости располагается при ограничителе курсовой шкалы (58); дуга шкалы (61) отображает допустимый интервал скоростей от эволютивной скорости (указатель 60) до максимально допустимой скорости в текущем режиме полета (указатель 57); указатель рекомендуемой скорости зеленого цвета (59); при превышении максимальной допустимой скорости часть дуги (61) шкалы скорости за указателем максимально допустимой скорости индицируется красным цветом;

34 - указатель заданного курса; в режимах, требующих выполнения полета ВС на заданную навигационную точку, могут дополнительно отображаться символы угла сноса и заданного путевого угла;

35 - шкала вертикальной перегрузки n_y;

36 - текущее значение вертикальной перегрузки;

37 - символ неба.

На рисунке 16 представлена схема обработки полетной информации для представления в виде элементов индикации в кадре КПИ.

В модели индикации пилотажных параметров КПИ принято отображение положения ВС - вид с Земли на ВС. Для построения индикации ВС над поверхностью Земли используются данные измерителей, расположенных на ВС и вне его, поступающие в генератор символов из бортовой вычислительной системы (рисунок 16).

Основной символ Земли (19) применяется для определения истинного положения ВС в пространстве и служит основой восстановления пространственной ориентировки оператора, нарушенной при полете по КАИ при сложном маневрировании, полете в СМУ и при иных подобных обстоятельствах. Символ Земли неподвижен до достижения ВС высоты, соответствующей достаточно точно определяемому значению радиовысоты; далее символ поднимается и достигает центра кадра при нулевом значении высоты; закон перемещения символа выбран таким образом, чтобы при малых высотах, менее 100 метров, соответствовать шкале высот (8) рисунка 2. В случае движения ВС по нисходящей траектории и приближения к опасной высоте символ Земли индицируется с изменением цвета в проблесковом режиме.

Символ положения плоскости искусственного горизонта, образуемый «лучами» (15, 15а), позволяет одномоментно определить направление движения ВС относительно Земли:

- снижение, если символ находится выше ВС и «лучи» направлены сверху вниз;

- увеличение высоты, если символ находится ниже ВС и «лучи» направлены снизу вверх;

горизонтальное расположение «лучей» соответствует горизонтальному полету ВС.

Наклон «лучей» определяется значением угла наклона траектории; величина наклона «лучей» точно соответствует углу наклона траектории в некотором заданном интервале значений, который может варьироваться в зависимости от режима полета. Поскольку символ виртуального горизонта должен давать качественную оценку полетной ситуации вне этого интервала наклон «лучей» фиксируется. Аналогично, положение символа (15, 15а) относительно центрального символа ВС точно определяется значением тангажа в некотором заданном интервале значений, который может варьироваться в зависимости от режима полета; вне этого интервала положение символа относительно символа ВС фиксируется. «Лучи» образованы последовательностью штрихов, величины которых построены по закону перспективы для создания образа плоскости; их движение в пределах «луча» соответствует знаку и величине перегрузки n_x интуитивно воспринимаемым образом.

Символы Земли (19) и искусственного горизонта (15, 15 а) обеспечивают наглядное отображение положения и перемещения ВС в вертикальной компоненте пространства, стабилизированного относительно Земли. На рисунке 11 изображен вариант восходящего движения ВС при значении тангажа +40°, при котором символ Земли не виден при обычно применяемом способе индикации символа искусственного горизонта - линии, разделяющей символ неба и символ Земли (например, патент RU 2207514 С1, 26.07.2003; патент RU 2331848 С2, 20.04.2008), - поле индикации пилотажных параметров целиком окрашено в цвета символа неба. Аналогично, на рисунке 12 изображен вариант нисходящего маневра ВС при значении тангажа -60°, при котором символ неба не виден при обычно применяемом способе индикации символа искусственного горизонта (например, патент RU 2207514 C1, 26.07.2003; патент RU 2331848 С2, 20.04.2008) - поле индикации пилотажных параметров целиком окрашено в цвета символа неба. В обеих ситуациях, как показывает практика, при использовании подобного способа индикации символа искусственного горизонта пилоты ВС при выполнении маневрирования в вертикальной компоненте пространства при длительном отсутствии индикации символа Земли или символа неба испытывают повышенное психофизиологическое напряжение.

Группа символов индикации:

- курсовая шкала (2),

- шкала (35) и индикаторы текущего значения (36) и рекомендуемого значения (27) вертикальной перегрузки,

- шкалы (33) и индикаторы (9, 9а) текущей приборной скорости,

- указатель крена ВС, отсчитываемого от вертикали (5), позволяет одномоментно определить возможность безопасного маневрирования в плоскости горизонта пространства, стабилизированного относительно Земли, и контролировать нахождение значений приборной скорости, крена и перегрузки n_y в безопасных, допустимых интервалах, независимо от конкретных значений последних, и определять необходимые управляющие воздействия для удержания скорости, крена и перегрузки n_y в допустимых пределах, для исправления ситуации, например, для неотложного перехода к горизонтальному полету, увеличения приборной скорости и т.п.

Для обеспечения названного аспекта индикации угол раскрытия курсовой шкалы (2) определяется величиной крена, исключающей нисходящее движение ВС при допустимой вертикальной перегрузке n_уреком. Величина n_уреком определяется соотношением минимальной допустимой приборной скоростью для текущего режима полета конкретного ВС и текущим значением приборной скорости.

Шкала вертикальной перегрузки n_y (35) сопряжена с курсовой шкалой (2) таким образом, что ограничитель курсовой шкалы совпадает с соответствующим рекомендуемым значением перегрузки n_уреком. При правильном/безопасном пилотировании текущее значение перегрузки (36) должно быть не более рекомендуемого значения (27) - указатель (1, 1а) должен находиться в пределах символа курсовой шкалы (2).

В полетной ситуации, требующей быстрого изменения текущего курса ВС для осуществления полета на заданную навигационную точку, заданный курс может оказаться вне пределов раскрытия шкалы курса (рисунок 13). Пилот ВС может обеспечить безопасное и быстрое изменение текущего курса путем увеличения приборной скорости при координированном увеличении интервала допустимых значений крена и величины допустимой вертикальной перегрузки, контролируемых по индикации на группе символов (2, 5, 9, 27, 35, 36, 27), как показано на рисунке 14.

Если заданы предельные значения угла крена для конкретного ВС в текущем режиме полета, раскрытие курсовой шкалы (2) определяется меньшими из этих значений и величины крена при допустимой вертикальной перегрузке n_уреком.

При индикаторах оборотов двигателей (29, 30) могут отображаться в символьном виде характеристики работы двигателей, такие как режим запуска, выключение, аварийное отключение, режим форсаж, максимальное допустимое значение оборотов, превышение максимально допустимой величины температуры газов, вибрация и т.п.

Расположение индикаторов (28, 29, 30) непосредственно в кадре КПИ позволяет контролировать работу двигателей без дополнительного переключения внимания, так как не требует переноса взгляда пилота на другие индикаторы на МФЦИ или приборы кабины ВС.

Центральный символ ВС (21) представляет собой стилизованное изображение ВС при виде сзади и состоит из двух симметричных относительно центра фигуры групп (рисунок 7). Каждая группа содержит горизонтальный отрезок прямой, отождествляемый с крылом ВС (42, 42а), наклонный отрезок прямой, отождествляемый с килем ВС, (43, 43а) окружность, отождествляемую с двигателем (48, 48а). Основная фигура символа ВС дополнятся символами взлетного положения закрылков (44, 44а), посадочного положения закрылков (45, 45а), шасси (46, 46а) и других элементов механизации в соответствующих режимах полета ВС.Характеристики работы двигателей отображаются на фоне символов (43, 43а) такими же символами, как при индикаторах оборотов двигателей (29, 30).

Положение символа ВС в кадре КПИ фиксировано, отображает угол крена ВС поворотом относительно центра символа. Положение центра символа ВС совпадает с положением символов искусственного горизонта (15, 15а) при нулевом значении тангажа.

На рисунках 8, 9, 10 представлены варианты отображения символов текущего значения угла атаки, рекомендуемого значения вертикальной перегрузки, указателя текущего значения вертикальной перегрузки при различных значениях названных параметров. На рисунке 8 фигура (62) отображает текущее значение угла атаки. Фигура (62) раскрывается вверх от символа крыла при положительном значении угла атаки. Раскрытие фигуры, символизирующей угол атаки, вниз от символа крыла соответствует отрицательным значениям угла атаки (54 рисунка 10). Символ текущего значения угла атаки достигает положения киля при максимальном допустимом значении, как показано на рисунке 9 - (52). При нахождении угла атаки в допустимых пределах фигура (62) имеет светло-голубой цвет, ассоциируемый с потоком воздуха. Дальнейшее раскрытие символа до угла раскрытия 90° соответствует увеличению угла атаки также до 90°. Символ угла атаки (52) обрамляется красным цветом, а часть символа за килем индицируется полностью в принятом цвете предупреждения. При достижении минимального допустимого значения угла атаки угол раскрытия фигуры (54, 54а) составляет 25°; фигура (54) отображается в принятом цвете предупреждения.

Аналогично, поворот символа (50) на рисунке 8 вверх от крыла соответствует увеличению вертикальной перегрузки от значения 1 до максимального допустимого значения в положении на символе киля. При дальнейшем увеличении вертикальной перегрузки символ (50) индицируется в принятом цвете предупреждения. Уменьшение вертикальной перегрузки от значения 1 индицируется поворотом символа (55 рисунок 10) вниз от крыла. Положение символа текущей вертикальной перегрузки при значении 1 показано на рисунке 9 - (51). Символ рекомендуемой вертикальной перегрузки отображается только в пространстве между символами крыла и киля, поскольку при превышении расчетного рекомендуемого значения максимальной допустимой перегрузки расчетное значение принимается равным максимальному допустимому значению. Так на рисунке 8 символ рекомендуемой вертикальной (49) перегрузки совпадает с положением киля, соответствующим максимальному допустимому значению. На рисунке 9 символ рекомендуемой вертикальной перегрузки (53) располагается между символами крыла и киля.

Текущие значения приборной скорости (9) и истинной скорости (10) в единицах км/час индицируются постоянно при ограничителях курсовой шкалы (2), что соответствует принятому правилу определения угла раскрытия курсовой шкалы в зависимости от величины текущей приборной скорости ВС. Величина приборной скорости относительно предельных значений может быть оценена по положению шкалы приборной скорости (33) на шкале курса (2). Динамика изменения приборной скорости ВС отображается интуитивно, воспринимаемым образом по движению элементов, составляющих «лучи» плоскости искусственного горизонта, определяемому знаком и величиной перегрузки n_x.

Число Маха (31) отображается при достижении некоторого заданного значения . В заданном интервале значений числа Маха ; индикация счетчика числа М (31) с точностью 0,01.

Величины коэффициентов к₀, к₁ и к₂ выбираются в соответствии с характеристиками конкретного типа ВС.

Шкала угла атаки (3) и шкала вертикальной перегрузки n_y (35) объединены таким образом, что указатель (1, 1а) отмечает одновременно текущие значения и угла атаки, и вертикальной перегрузки n_y. Шкала угла атаки раскрывается в заданном интервале относительно текущего значения; символы оцифровки шкалы, принадлежащие интервалу допустимых значений угла атаки, отображаются зеленым цветом; символы оцифровки шкалы вне интервала допустимых значений угла атаки, отображаются красным цветом. При опасном приближении текущего значения угла атаки к границе интервала допустимых значений часть указателя (1, 1а) над шкалой угла атаки отображается в проблесковом режиме с частотой 2,5 Гц.

Группа индикации вертикальной скорости и барометрической высоты (10) перемещается по вертикали связанно с символом угла наклона траектории (14) в интервале значений (-30°; +30°), вне этого интервала значений угла наклона траектории положение группы индикаторов (10) фиксируется. В горизонтальном полете с крейсерской скоростью положение группы символов (10) совпадает с положением правого символа «луча» (15а).

Опорная шкала (22) имеет деления-штрихи по 10° и деления по 30° в виде двух точек. Опорная шкала служит для качественного определения барометрической высоты по шкале (7), величины угла крена (5), угла наклона траектории (14) и угла тангажа по положению указателя (13) относительно горизонтали - относительно деления опорной шкалы, совпадающего с отметкой «3» шкалы барометрической высоты (7).

Индикатор текущего значения заданного курса при указателе (34) отображается, если указатель находится вне пределов шкалы курса (56 рисунка 13).

Предполагается, что информационно-измерительная система может включать другие или дополнительные современные системы измерения параметров движения и состояния ВС и навигации.

Предлагаемый в заявляемом изобретении способ интегрального отображения параметров полетной ситуации с учетом их взаимообусловленности и взаимовлияния соответствует концепции безопасного полета.

Используемое сочетание индексов и символов соответствует методике распределения внимания и приемам техники пилотирования, что облегчает и сохраняет навык пилотирования для пилота ВС / оператора БЛА.

Предлагаемый в заявляемом изобретении способ интегрального отображения параметров полетной ситуации предполагает возможные добавления и уточнения индикации, соответствующие реализуемому режиму полета и/или типу управления конкретного ВС. К таким модификациям можно отнести:

- замену или исключение соответствующих пилотажных параметров; например, исключение индикации угла атаки (символы 12, 13, 38) и замену параметра индикации на шкале (3) углом тангажа;

- выбор вида символов текущих режимов работы двигателей при указателях оборотов (29, 30) и на центральном символе ВС (21) в соответствии с реализуемыми для конкретного вида ВС;

- отображение визуальных инструкций для пилота в режимах ВЗЛЕТ и ПОСАДКА, определяемых на основании текущих и предварительных оценок безопасности ВЗЛЕТА при разбеге/при разбеге в случае отказа одного из двигателей или безопасности ПОСАДКИ при торможении при пробеге.

Оценки безопасности формируются в БВС на основании алгоритмов, использующих общеизвестные законы физики и аэродинамики, текущие значения параметров полетной ситуации и ограничения, содержащиеся в эксплуатационной документации для конкретного типа ВС.

Аналогично возможно формирование оценок безопасности выполнения и добавление соответствующих визуальных инструкций при выполнении сложного маневрирования.

Приведенные выше варианты возможного дополнения интегрального представления параметров состояния полетной ситуации не нарушают концепцию заявляемого изобретения и могут быть сделаны в рамках описанного варианта реализации без отступления от сущности и объема изобретения.

Способ интегрального отображения параметров полетной ситуации заявляемого изобретения обеспечивает пилоту ВС одномоментное распознавание истинного положения ВС в пространстве, стабилизированном относительно Земли, и служит основой восстановления пространственной ориентировки в сложных полетных ситуациях, например, при необходимости экстренного изменения маршрута (облета опасной зоны, введения координат исполняемой навигационной точки и т.п.) или при боевом взаимодействии с воздушными судами. Это является основанием для рекомендации использования системообразующих элементов индикации заявляемого изобретения в кадре в командно-пилотажного индикатора (КПИ), индикатора тактической обстановки (ТО), индикации на КАИ, а также нашлемной системы целеуказания и индикации (НСЦИ).

Технический результат заключается в непрерывности формирования и предоставления целостного объема информации о полетной ситуации, в обеспечении снижения психофизиологической напряженности при контроле параметров полетной ситуации в различных режимах полета, обеспечении простоты действий пилота ВС/ оператора БЛА в усложненной ситуации и в длительных полетах.

Изобретение относится к способу интегрального отображения параметров полетной ситуации. Для реализации способа используют данные от информационно-измерительной системы, состоящей из комплекса систем измерения параметров движения и состояния ВС, находящихся на борту ВС, наземных и спутниковых навигационных систем, бортовой вычислительной системы и средства системы отображения информации ВС, позволяющей отобразить на экране многофункционального цифрового индикатора набор параметров полетной ситуации. Совокупность параметров полетной ситуации отображают определенным образом, с учетом их взаимообусловленности и взаимовлияния, что проявляется в различных аспектах - в расположении, связанности, размерах шкал и указателей. Обеспечивается повышение безопасности полета за счет непрерывности формирования и представления целостного объема информации о полетной ситуации и снижения нагрузки на пилота. 16 ил.

Способ интегрального отображения параметров полетной ситуации, для реализации которого используются данные от информационно-измерительной системы, состоящей из комплекса систем измерения параметров движения и состояния ВС, находящихся на борту ВС, наземных и спутниковых навигационных систем, бортовой вычислительной системы, и средства системы отображения информации ВС, позволяющей отобразить на экране многофункционального цифрового индикатора набор параметров полетной ситуации:

- индикаторы заданного курса и текущего курса летательного аппарата,

- индикаторы режимов работы двигателей,

- индикаторы текущего количества топлива и расчетного времени его использования при текущей скорости расхода топлива,

- совмещенный цифровой индикатор текущей вертикальной скорости и текущего значения барометрической высоты, перемещающийся по вертикали кадра с указателем текущего угла наклона траектории,

- цифровой указатель радиовысоты,

- шкалы и указатели барометрической высоты и радиовысоты,

- шкала вертикальной перегрузки n_y с указателем текущего значения, рекомендованного значения и указателями границ интервала допустимых значений n_y при приближении к ним текущего значения n_y,

- цифровые указатели приборной скорости, истинной скорости и числа Маха,

- шкала угла атаки с указателем текущего значения и указателями границ интервала допустимых значений при приближении к ним текущего значения угла атаки,

- указатель угла крена, отсчитываемого от верхней точки опорной шкалы с делениями по 10° и 30°; отличающаяся тем, что индикаторы таких параметров полетной ситуации, как угол атаки, вертикальная перегрузка n_y, барометрическая высота, радиовысота, угол крена продублированы мнемоническими символами и шкалами, позволяющими одномоментно определить нахождение названных параметров в допустимых интервалах значений или их нарушение; добавляет индикацию символа текущего угла наклона траектории ВС, величина которого вычисляется по значениям пилотажных параметров, измеренных на борту ВС, и формулам перехода из собственной системы координат ВС в земную систему координат; позволяет отображать совокупность параметров полетной ситуации с учетом их взаимообусловленности и взаимовлияния, что проявляется в различных аспектах - в расположении, связанности, размерах шкал и указателей; обеспечивает индикацию угла раскрытия шкалы курса соответствующую значениям угла крена, безопасным для сохранения траектории маневрирования, исключающей нисходящее движение ВС; представляет символ искусственного горизонта, соответствующий 0° тангажа, в виде символа плоскости искусственного горизонта, перемещающегося по вертикали кадра в соответствии с текущим значением тангажа; представляет плоскость искусственного горизонта, в перспективе ограниченную «лучами», образованными отрезками прямых линий с углом наклона «лучей», определяющимся углом наклона траектории, с направлением перемещения и скоростью перемещения отрезков прямых линий, составляющих «лучи», соответствующим знаку и величине продольной перегрузки n_x, интуитивно воспринимаемым как перспективу глубины пространства; использует методы моделирования полетной ситуации, учитывающие особенности антропоцентрического принципа, позволяющие оператору использовать в своей деятельности преимущества человека перед техническими устройствами, а именно умение использовать в своей деятельности наглядность и целостность восприятия; обеспечивает пилоту ВС одномоментное распознавание истинного положения ВС в пространстве Земли и служит основой восстановления пространственной ориентировки в сложных полетных ситуациях; допускает использование системообразующих элементов индикации заявляемого изобретения в кадре командно-пилотажного индикатора, индикатора тактической обстановки, индикации на КАИ, а также нашлемной системы целеуказания и индикации (НСЦИ).