устройство для определения расстояния между воздушными судами

Формула изобретения

Устройство для определения расстояния между воздушными судами, включающее наземную автоматизированную систему управления воздушным движением, содержащую последовательно включенные первый измеритель азимута, первый сумматор, второй вход которого соединен с выходом второго измерителя азимута, блок вычисления косинуса, седьмой блок умножения, четвертый сумматор, второй блок вычисления корня квадратного и индикатор, последовательно включенные первый измеритель высоты, первый блок умножения, второй вход которого соединен с выходом первого измерителя высоты, второй сумматор, второй вход которого соединен с выходом второго блока умножения, шестой блок умножения, второй вход которого соединен с выходом третьего сумматора, и первый блок вычисления корня квадратного, выход которого соединен с вторым входом седьмого блока умножения, последовательно включенные первый измеритель наклонной дальности и второй блок умножения, второй вход которого соединен с выходом первого измерителя наклонной дальности, а выход подключен ко второму входу четвертого сумматора, третий вход которого через третий блок умножения соединен с выходами первого и второго измерителей высоты, последовательно включенные второй измеритель высоты, четвертый блок умножения, второй вход которого соединен с выходом второго измерителя высоты, и третий сумматор, второй вход которого соединен с выходом пятого блока умножения, последовательно включенные второй измеритель наклонной дальности и пятый блок умножения, второй вход которого соединен с выходом второго измерителя наклонной дальности, а выход подключен к четвертому входу четвертого сумматора, отличающееся тем, что оно снабжено блоком запроса и ретранслятором, которые устанавливаются на воздушных судах, при этом блок запроса выполнен в виде последовательно включенных задающего генератора, фазового манипулятора, второй вход которого соединен с выходом генератора модулирующего кода, первого смесителя, второй вход которого соединен с выходом первого гетеродина, усилителя первой промежуточной частоты, первого усилителя мощности, первого дуплексера, вход-выход которого связан с первой приемопередающей антенной, второго усилителя мощности, второго смесителя, второй вход которого соединен с выходом второго гетеродина, усилителя второй промежуточной частоты, перемножителя, фильтра нижних частот, экстремального регулятора и блока регулируемой задержки, второй вход которого соединен с выходом фазового манипулятора, первый выход соединен со вторым входом перемножителя, а второй выход подключен к индикатору дальности, ретранслятор выполнен в виде последовательно включенных третьего гетеродина, третьего смесителя, усилителя третьей промежуточной частоты, четвертого усилителя мощности, второго дуплексера, вход-выход которого связан со второй приемопередающей антенной, и третьего усилителя мощности, выход которого соединен со вторым входом третьего смесителя.

Описание изобретения к патенту

Предлагаемое устройство относится к области авиационной техники и предназначено для определения расстояния между воздушными судами в полете.

Известны устройства и системы, обеспечивающие безопасность полетов летательных аппаратов (авт. свид. СССР №№293175, 926611, 1300531, 1792541; патенты РФ №№2111505, 2124760, 2126976, 2131622, 2134910, 2134911, 2256125; патенты США №№3.714654, 4400780, 4495580, 4789965; патент Великобритании №2232316; патент Франции №2037222; патенты ЕР №№0283723, 0396071, 0707220; Анодина Т.Г. и др. Автоматизация управления воздушным движением. - М.: Транспорт, 1992, с.213-218 и другие).

Из известных устройств и систем наиболее близким к предлагаемому является "Устройство для определения расстояния между воздушными судами" (патент РФ №2256195, G01S 13/93, 2003), которое и выбрано в качестве прототипа.

Указанное устройство предназначено для предотвращения столкновения воздушных судов и повышения безопасности полетов за счет определения истинного расстояния между воздушными судами с учетом высоты их полета. Если расстояние становится меньше некоторого порогового значения, то формируется сигнал предупреждения диспетчера, призывающий обратить внимание на движение воздушных судов (ВС), информация о которых фиксируется в соответствующих каналах сопровождения.

Однако известное устройство обеспечивает определение истинного расстояния между воздушными судами с использованием наземной автоматизированной системы управления воздушным движением. И если расстояние между воздушными судами становится меньше некоторого порогового значения, то решение принимает диспетчер. Это обстоятельство связано с так называемым человеческим фактором и другими негативными явлениями.

В мировой практике известны случаи недобросовестного отношения диспетчеров к своим функциональным обязанностям, когда по вине диспетчерской службы происходили авиационные катастрофы. Поэтому возникает актуальная задача автономного дублирования при определении расстояния между воздушными судами с помощью аппаратуры, устанавливаемой на самих воздушных судах.

Технической задачей изобретения является расширение функциональных возможностей устройства путем автономного дублирования при определении расстояния между воздушными судами.

Поставленная задача решается тем, что устройство для определения расстояния между воздушными судами, содержащее последовательно включенные первый измеритель азимута, первый сумматор, второй вход которого соединен с выходом второго измерителя азимута, блок вычисления косинуса, седьмой блок умножения, четвертый сумматор, второй блок вычисления корня квадратного и индикатор, последовательно включенные первый измеритель высоты, первый блок умножения, второй вход которого соединен с выходом первого измерителя высоты, второй сумматор, второй вход которого соединен с выходом второго блока умножения, шестой блок умножения, второй вход которого соединен с выходом третьего сумматора, и первый блок вычисления корня квадратного, выход которого соединен с вторым входом седьмого блока умножения, последовательно включенные первый измеритель наклонной дальности и второй блок умножения, второй вход которого соединен с выходом первого измерителя наклонной дальности, а выход подключен к второму входу четвертого сумматора, третий вход которого через третий блок умножения соединен с выходами первого и второго измерителя высоты, последовательно включенные второй измеритель высоты, четвертый блок умножения, второй вход которого соединен с выходом второго измерителя высоты, и третий сумматор, второй вход которого соединен с выходом пятого блока умножения, и последовательно включенные второй измеритель наклонной дальности и пятый блок умножения, второй вход которого соединен с выходом второго измерителя наклонной дальности, а выход подключен к четвертому входу четвертого сумматора, снабжено блоком запроса и ретранслятором, которые устанавливаются на воздушных судах, при этом блок запроса выполнен в виде последовательно включенных задающего генератора, фазового манипулятора, второй вход которого соединен с выходом генератора модулирующего кода, первого смесителя, второй вход которого соединен с выходом первого гетеродина, усилителя первой промежуточной частоты, первого усилителя мощности, первого дуплексера, вход-выход которого связан с первой приемопередающей антенной, второго усилителя мощности, второго смесителя, второй вход которого соединен с выходом второго гетеродина, усилителя второй промежуточной частоты, перемножителя, фильтра нижних частот, экстремального регулятора и блока регулируемой задержки, второй вход которого соединен с выходом фазового манипулятора, первый выход соединен с вторым входом перемножителя, а второй выход подключен к индикатору дальности, ретранслятор выполнен в виде последовательно включенных третьего гетеродина, третьего смесителя, усилителя третьей промежуточной частоты, четвертого усилителя мощности, второго дуплексера, вход-выход которого связан с второй приемопередающей антенной, и третьего усилителя мощности, выход которого соединен с вторым входом третьего смесителя.

Геометрическая схема расположения двух воздушных судов BC₁ и ВС₂ и наземной автоматизированной системы управления воздушным движением изображена на фиг.1. Структурная схема устройства для определения расстояния между воздушными судами представлена на фиг.2. Структурная схема блока запроса изображена на фиг.3. Структурная схема ретранслятора изображена на фиг.4. Частотная диаграмма, иллюстрирующая преобразование сигналов, показана на фиг.5. Временные диаграммы, поясняющие работу блока запроса и ретранслятора, показаны на фиг.6.

Устройство для определения расстояния между воздушными судами содержит последовательно включенные первый измеритель 1 азимута, первый сумматор 7, второй вход которого соединен с выходом второго измерителя 4 азимута, блок 13 вычисления косинуса, седьмой блок 18 умножения, четвертый сумматор 19, второй блок 20 вычисления корня квадратного и индикатор 21, последовательно включенные первый измеритель 2 высоты, первый блок 8 умножения, второй вход которого соединен с выходом первого измерителя 2 высоты, второй сумматор 14, второй вход которого соединен с выходом второго блока 9 умножения, шестой блок 16 умножения, второй вход которого соединен с выходом третьего сумматора 15, и первый блок 17 вычисления корня квадратного, выход которого соединен с вторым входом седьмого блока 18 умножения, последовательно включенные первый измеритель 3 наклонной дальности и второй блок 9 умножения, второй вход которого соединен с выходом первого измерителя 3 наклонной дальности, а выход подключен к второму входу четвертого сумматора 19, третий вход которого через третий блок 10 умножения соединен с выходом первого 2 и второго 5 измерителя высоты, последовательно включенные второй измеритель 5 высоты полета, четвертый блок 11 умножения, второй вход которого соединен с выходом второго измерителя 5 высоты, и третий сумматор 15, второй вход которого соединен с выходом пятого блока 12 умножения, последовательно включенные второй измеритель 6 наклонной дальности и пятый блок 12 умножения, второй вход которого соединен с выходом измерителя 6 наклонной дальности, а выход подключен к четвертому входу четвертого сумматора 19.

Блок запроса содержит последовательно включенные задающий генератор 22, фазовый манипулятор 24, второй вход которого соединен с выходом генератора 23 модулирующего кода, первый смеситель 26, второй вход которого соединен с выходом первого гетеродина 25, усилитель 27 первой промежуточной частоты, первый усилитель 28 мощности, первый дуплексер 29, вход-выход которого связан с первой приемопередающей антенной 30, второй усилитель 31 мощности, второй смеситель 33, второй вход которого соединен с выходом второго гетеродина 32, умножитель 34 второй промежуточной частоты, перемножитель 36, фильтр 37 нижних частот, экстремальный регулятор 38 и блок 39 регулируемой задержки, второй вход которого соединен с выходом фазового манипулятора 24, первый выход соединен с вторым входом перемножителя 36, а второй выход подключен к индикатору 40 дальности.

Ретранслятор содержит последовательно включенные третий гетеродин 44, третий смеситель 45, усилитель 46 третьей промежуточной частоты, четвертый усилитель 47 мощности, второй дуплексер 42, вход-выход которого связан с второй приемопередающей антенной 41, и третий усилитель 43 мощности, выход которого соединен с вторым входом третьего смесителя 45.

Устройство работает следующим образом.

На наземной автоматизированной системе управления воздушным движением первый 1 и второй 4 измерители азимутов воздушных судов ВС₁ и ВС ₂ определяют азимуты ₁ и ₂ соответственно (фиг.1). Сигнал ₁, пропорциональный азимуту первого BC₁, поступает на первый вход первого сумматора 7, на второй вход которого поступает сигнал ₂, пропорциональный азимуту второго BC₂. Сигнал на выходе первого сумматора 7 пропорционален разности азимутов первого BC ₁ и второго ВС₂: ₁- ₂. Этот сигнал поступает на вход блока 13 вычисления косинуса, на выходе которого сигнал пропорционален cos( ₁- ₂). Данный сигнал поступает на первый вход седьмого блока 18 умножения.

Первый 2 и второй 5 измерители высоты полета воздушных судов BC₁ и ВС ₂ определяют высоты полета h₁ и h ₂ соответственно. Сигнал h₁, пропорциональный высоте полета первого BC₁, поступает на первый и второй входы первого блока 8 умножения и на первый вход третьего блока 10 умножения. Сигнал, пропорциональный h ₁ ², с выхода первого блока 8 умножения поступает на первый вход второго сумматора 14.

Сигнал h ₂, пропорциональный высоте полета второго ВС ₂, поступает на первый и второй входы четвертого блока 11 умножения и на второй вход третьего блока 10 умножения. Сигнал, пропорциональный h₂ ² , с выхода четвертого блока 11 умножения поступает на второй вход третьего сумматора 15.

Первый 3 и второй 6 измерители наклонных дальностей до воздушных судов BC₁ и ВС₂ определяют наклонные дальности d ₁ и d₂ соответственно. Сигнал d ₁, пропорциональный наклонной дальности до первого BC ₁, поступает на первый и второй входы второго блока 9 умножения, с выхода которого сигнал, пропорциональный d₁ ², поступает на второй вход сумматора 14 и на второй вход четвертого сумматора 19.

Сигнал d ₂, пропорциональный наклонной дальности до второго ВС ₂, поступает на первый и второй входы пятого блока 12 умножения, с выхода которого сигнал, пропорциональный d₂ ², поступает на второй вход третьего сумматора 15 и четвертый вход четвертого сумматора 19.

На выходе второго сумматора 14 сигнал пропорционален разности квадратов наклонной дальности d₁ до первого воздушного судна BC₁ и его высоты h ₁: d₂ ²-h ₂ ². Этот сигнал поступает на второй вход шестого блока 16 умножения, с выхода которого сигнал, пропорциональный

поступает на вход первого блока 17 вычисления корня квадратного, с выхода которого сигнал, пропорциональный

поступает на второй вход седьмого блока 18 умножения, на первый вход которого поступает сигнал, пропорциональный cos( ₁- ₂). С выхода седьмого блока 18 умножения сигнал, пропорциональный

поступает на первый вход четвертого сумматора 19.

На третий вход четвертого сумматора 19 поступает сигнал с выхода третьего блока 10 умножения, который пропорционален произведению высоты h₁ первого воздушного судна BC ₁ и высоты h₂ второго воздушного судна BC₂: h₁·h ₂.

На выходе четвертого сумматора 19 сигнал пропорционален квадрату расстояния между первым BC₁ и вторым ВС₂ воздушными суднами:

Этот сигнал поступает на вход второго блока 20 вычисления корня квадратного, с выхода которого сигнал

пропорциональный расстоянию между первым BC ₁ и вторым ВС₂ воздушными суднами, поступает на индикатор 21 отображения воздушной обстановки и индицируется в формуляре сопровождения.

Одновременно на первом воздушном судне BC₁ или на втором воздушном судне ВС₂ задающим генератором 22 формируется высокочастотное колебание (фиг.6, а)

u _c(t)=U_ccos( _ct+ _c), 0 t Т_c,

где U_c , _с, _c, Т_c - амплитуда, несущая частота, начальная фаза и длительность высокочастотного колебания,

которое поступает на первый вход фазового манипулятора 24, на второй вход которого подается модулирующий код M(t) (фиг.6, б). В качестве последнего используется псевдослучайная последовательность (ПСП) максимальной длительности или m-последовательность. Эта m-последовательность генерируется с помощью регистра сдвига, охваченного логическими обратными связями. Обратная связь осуществляется путем сложения по модулю два выходных напряжений двух или более каскадов и подачи результирующего напряжения на вход первого каскада. Период повторения (длительность) такой кодовой последовательности m=2ⁿ-1, где n - число каскадов регистра сдвига.

На выходе фазового манипулятора 24 образуется сложный сигнал с фазовой манипуляцией (ФМн) (фиг.6, в)

u ₁(t)=U_ccos[ _ct+ _k(t)+ _c], 0 t Т_c,

где _k(t)={0, } - манипулируемая составляющая фазы, отображающая закон фазовой манипуляции в соответствии с модулирующим кодом M(t) (фиг.6, б), причем _k(t)=const при k _Э<t<(k+1) _Э и может изменяться скачком при t=k _Э, т.е. на границах между элементарными посылками (к=1, 2, ..., N);

_Э, N - длительность и количество элементарных посылок, из которых составлен сигнал длительностью Т_C(Т_С=N _Э),

который поступает на первый вход первого смесителя 26, на второй вход которого подается напряжение первого гетеродина 25

u_г1(t)=U _г1cos( _г1t+ _г1).

На выходе первого смесителя 26 образуются напряжения комбинационных частот. Усилителем 27 выделяется напряжение первой промежуточной (суммарной) частоты (фиг.6, г)

u_пр1(t)=U _пр1cos[ _пр1t+ _k(t)+ _пр1], 0 t Т_c,

где

K₁ - коэффициент передачи смесителя;

_пр1= _с+ _г1= ₁ - первая промежуточная (суммарная) частота;

_пр1= _с+ _г1,

которое после усиления в усилителе 28 мощности через дуплексер 29 поступает на приемопередающую антенну 30, излучается ею в эфир на частоте ₁= _пр1, улавливается приемопередающей антенной 41 ретранслятора, установленного на другом ВС, и через дуплексер 42 и усилитель 43 мощности поступает на первый вход третьего смесителя 45. На второй вход смесителя 45 подается напряжение третьего гетеродина

u_г3(t)=U _г3cos( _г3t+ _г3).

На выходе смесителя 45 образуются напряжения комбинационных частот. Усилителем 46 выделяется напряжение второй промежуточной (разностной) частоты

u _пр2(t)=U_пр2cos[ _пр2t+ _k(t)+ _пр2), 0 t Т_c,

где

_пр2= ₁- _г3= ₂ - вторая промежуточная (разностная) частота;

_пр2= _пр1- _г3,

которое после усиления в усилителе 47 мощности поступает через дуплексер 42 в приемопередающую антенну 41, излучает ее в эфир на частоте ₂, улавливается приемопередающей антенной 30 и через дуплексер 29 и усилитель мощности 31 поступает на первый вход второго смесителя 33. На второй вход последнего подается напряжение второго гетеродина 32

U _г2(t)=U_г2cos( _г2t+ _г2).

На выходе смесителя 33 образуются напряжения комбинационных частот. Усилителем 34 выделяется напряжение третьей промежуточной (разностной) частоты (фиг.6, д)

u_пр3(t- _З)=U_пр3cos[ _пр3(t- _З)- _к(t- _З)+ _пр3], 0 t T_с,

где

_пр3= _г2- ₂= _с - третья промежуточная (разностная) частота;

_пр3= _г2- _пр2,

- время запаздывания ретранслированного сигнала;

R - расстояние между воздушными судами;

с - скорость распространения радиоволн,

которое поступает на первый вход коррелятора 35. На второй вход последнего подается напряжение u ₁(t) (фиг.6, в) с выхода фазового манипулятора 24. Напряжение u_пр3(t- _З) поступает на первый вход перемножителя 36, на второй вход которого подается напряжение u ₁(t- ) с выхода блока 39 регулируемой задержки, где - время задержки блока 39 регулируемой задержки. Полученное на выходе перемножителя напряжение пропускается через фильтр 37 нижних частот, на выходе которого формируется взаимно-корреляционная функция R( ).

Экстремальный регулятор 38, подключенный к выходу фильтра 37 нижних частот, воздействует на блок 39 регулируемой задержки и поддерживает = _З, что соответствует максимальному значению R( ). Индикатор дальности 40, связанный с блоком 39 регулируемой задержки, позволяет непосредственно считывать измеренное значение дальности.

Если дальность (расстояние между воздушными судами) становится меньше некоторого порога, то экипаж воздушного судна принимает соответствующее решение по обеспечению безопасности полета.

Таким образом, предлагаемое устройство по сравнению с прототипом обеспечивает автономное определение расстояния между воздушными судами, обеспечивая тем самым дублирование и повышение безопасности воздушного движения. Следовательно, функциональные возможности устройства расширены.