трехмерный дисплей бокового отклонения

Формула изобретения

Система навигационного дисплея для самолета, содержащая средство (13) навигации для формирования данных вертикального местоположения и данных бокового местоположения, представляющих местоположение самолета, средство (11) вырабатывания символов, связанное со средством навигации и предназначенное для формирования сигналов символов из сигналов данных вертикального и бокового местоположений, и средство (10) электронного дисплея, связанное со средством вырабатывания символов и предназначенное для отображения сигналов символов оператору, причем средство электронного дисплея включает экран дисплея, на котором отображаются символы, представляющие сигналы символов, отличающаяся тем, что сигналы символов, вырабатываемые генератором символов, включает в себя а) сигналы символов, представляющие простирающуюся осевую линию (21) курса следования, причем простирающаяся осевая линия курса следования отображается в виде линии, конформной к виртуальной поверхности земли, и простирается к точке схода на линии горизонта, в) сигналы символов, представляющие по меньшей мере один указатель (23) бокового отклонения, причем указатель бокового отклонения передает информацию о высоте.

Описание изобретения к патенту

Изобретение касается электронных дисплеев и более точно - символики электронного дисплея в кабине самолета.

Во время полета по приборам (то есть при плохой видимости) пилоты должны доверяться приборам, чтобы вести самолет к пункту назначения, в частности во время захода на посадку и совершения посадки на взлетно-посадочной полосе (ВПП). В современных системах используются системы посадки по приборам (СПП), микроволновые системы посадки (МСП) или спутниковые системы посадки (ССП) для управления самолетом во время подхода к взлетно-посадочной полосе. В этих системах, как правило, используются планка отклонения на индикаторе горизонтального положения (ИГП) для индикации бокового отклонения от расчетного курса и указатель отклонения от заданной глиссады на ИГП для индикации вертикального отклонения от угла наклона глиссады.

Планка отклонения и индикатор отклонения от заданной глиссады сообщают пилоту об отклонении траектории полета, однако эта система оказывается несовершенной в нескольких отношениях. Во-первых, эта система не обладает интуитивностью. Пилот должен быть натренирован, чтобы он мог считывать, интерпретировать и понимать показания отклонения планки отклонения от заданной глиссады на индикаторе. Далее пилот должен в уме компенсировать повышенную чувствительность приборов, когда самолет летит по расчетной траектории. Пилот должен непрерывно "сканировать" планку отклонения и указатель отклонения, что отвлекает пилота от других задач. И, наконец, современные системы отвлекают пилота от важного наблюдения в окно для визуальной проверки полета.

Во-вторых, следует учитывать усталость пилота, вызываемую непрерывным "осматриванием" большого количества приборов. Это оказывается особенно критическим во время захода на посадку, когда пилот испытывает увеличенную рабочую нагрузку и его ошибка может оказаться критической. Усталость пилота увеличивает возможность ошибки и возможных серьезных аварий.

Предложены различные способы решения этих проблем, однако каждое известное решение либо сохраняет одну из старых проблем, либо вводит новые проблемы.

Одним улучшением является размещение дисплея на лобовом стекле. Дисплеи на лобовом стекле позволяют пилоту одновременно видеть навигационную символику, например традиционную символику курсового маяка и глиссады, и одновременно видеть то, что происходит снаружи самолета. Однако, поскольку дисплеи на лобовом стекле сохраняют по существу ту же символику курсового маяка и глиссады, они не обладают "интуитивностью".

Другие подходы к решению этой проблемы включают различные символы, предназначенные для дисплея интуитивного управления полетом. Эти системы, часто называемые "трассами в небе", также имеют ряд недостатков, т.к. требуют чрезмерной энергии на обработку и могут интерпретироваться двусмысленно.

В патенте США N 4454496 Лоу от 12 июня 1984 года "Конформный индикатор на лобовом стекле" раскрыты некоторые улучшения электронных дисплеев. В этом патенте раскрыт дисплей на лобовом стекле с осевой линией ВПП, точкой прицеливания ВПП и символом самолета. Однако этот дисплей не может быть использован далеко от ВПП. Символика помогает только тогда, когда самолет находится сравнительно близко к взлетно-посадочной полосе.

До сих пор не решена проблема, связанная с созданием интуитивного трехмерного дисплея бокового отклонения.

Наведение самолета упрощается, ошибка и усталость пилота уменьшаются, а безопасность увеличивается благодаря дисплею, который улучшает представление полетной информации пилоту.

В основу изобретения поставлена задача создания дисплея для самолета, который упрощает представление информации летчикам, снижает усталость пилота и увеличивает безопасность.

Краткое изложение сущности изобретения

Изобретение раскрывает дисплей для самолета, который представляет трехмерную информацию пилоту самолета. Удлиненный символ осевой линии курса и бокового отклонения показывают пилоту боковое отклонение от требуемого курса и приблизительную информацию о высоте и дальности. Осевая линия курса проходит к точке схода около линии горизонта на дисплее. Символ осевой линии колеблется на дисплее по горизонтали, что соответствует боковому отклонению самолета, так что для пилота формируется интуитивный перспективный вид. Указатели бокового отклонения представляют точную информацию о боковом отклонении. Дисплей пригоден для всех этапов полета, но особенно необходим во время захода самолета на посадку. В предпочтительном варианте осуществления дисплей размещен на лобовом стекле при полете по приборам.

В основе изобретения лежит уникальный дисплей с удлиненным символом осевой линии курса следования. Используя имеющиеся навигационные данные, в изобретении рассчитывается, а затем отображается осевая линия курса следования, которая проходит к точке схода около линии горизонта дисплея. Символ осевой линии предназначен для имитирования появления осевой линии курса следования, которая прочерчивается на поверхности земли, отсюда появился термин "конформная к земле". Осевую линию можно также отображать в перспективе, таким образом дополнительно имитируя конформную осевую линию.

Понятна простота изобретения, если учесть, как легко следовать осевой линии курса, если бы она была действительно прочерчена по земле.

Во время захода самолета на посадку имитируется конформная осевая линия траектории захода на посадку. На больших высотах требуется большое боковое перемещение самолета, чтобы переместить положение осевой линии, тогда как на малых высотах требуется гораздо меньшее боковое перемещение самолета для осуществления эквивалентного перемещения осевой линии.

Изобретение полезно также во время других этапов полета, например при полете на крейсерском режиме. На больших высотах или в гористой местности невозможно отображать символы в виде конформных действительной земной поверхности, поэтому имитируется виртуальная поверхность земли. Во время захода на посадку это имитируется в виде плоской поверхности на такой же высоте, как и взлетно-посадочная полоса пункта назначения. Во время полета на крейсерском режиме это имитируется в виде плоской поверхности на 2000 футов (610 м) ниже высоты полета.

Другим элементом изобретения являются указатели бокового отклонения. Эти указатели формируют шкалу для определения бокового отклонения от курса или осевой линии. В предпочтительном варианте используются два указателя, расположенных на каждой стороне символа самолета. Во время захода на посадку по приборам эти указатели представляют один и два градуса бокового отклонения от осевой линии курса.

Указатели отклонения передают также интуитивную информацию о высоте. На больших высотах указатели отклонения отображаются близко друг к другу. При уменьшении высоты указатели отклонения расходятся друг от друга точно так же, как если бы они действительно были прочерчены на земле.

Следовательно, в основу изобретения поставлена задача создания интуитивного дисплея для представления пилоту трехмерных ситуационных данных, упрощения управления самолетом, снижения нагрузки пилота и увеличения безопасности самолета.

Признаком изобретения является перемещение удлиненной осевой линии курса, которая является комформной виртуальной поверхности земли.

Другим признаком изобретения являются указатели бокового отклонения.

Преимуществом изобретения является возможность сообщения пилоту информации о боковом отклонении от курса интуитивным образом.

Другим преимуществом изобретения является возможность сообщения пилоту приблизительной высоты и расстояния до выбранного конечного пункта.

Краткое описание чертежей

В дальнейшем изобретение поясняется описанием конкретного варианта его воплощения со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:

фиг. 1 изображает блок-схему устройства и различных бортовых систем самолета согласно изобретению;

фиг. 2 - полет на заданном эшелоне согласно изобретению;

фиг. 3 - левый разворот с креном согласно изобретению;

фиг. 4 - приближение самолета к взлетно-посадочной полосе согласно изобретению;

фиг. 5 - дисплей на лобовом стекле при приближении к взлетно-посадочной полосе согласно изобретению;

фиг. 6A - расчеты расстояния до курсового маяка согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения;

фиг. 6B - расчеты расстояния бокового отклонения, согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения;

фиг. 6C - расчеты угла поперечного наклона согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения;

фиг. 6D - расчеты координат указателя осевой линии и указателей отклонения от курса согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения.

Подробное описание изобретения

На фиг. 1 представлена блок-схема устройства и различных систем самолета: дисплей 10, генератор 11 символов, бортовая вычислительная система 12, навигационная система 13, панель 14 управления режимом и радиовысотомер 15.

В предпочтительном варианте дисплей 10 представляет собой дисплей проецирования показаний приборов на лобовом стекле и включает подвесной блок 10A, регулятор 10B яркости и объединяющий элемент 10C (обычно называемый экраном 10C). Однако изобретение не ограничивается дисплеями на лобовом стекле. Изобретение можно адаптировать по существу для лобового дисплея, включая монтируемые в шлемах электронно-лучевые и дисплеи на жидких кристаллах и плазменные дисплеи.

Все вышеперечисленные компоненты известны в технике и здесь будет дано только краткое их пояснение. Изобретение заключается в новом способе использования этих известных компонентов для создания нового дисплея навигационных данных.

Генератор 11 символом вырабатывает команды управления символами, которые управляют тем, что отображается на дисплее 10. Чтобы вырабатывать команды управления символами, генератор 11 связан с различными системами 12-15 самолета для получения необходимых данных. Бортовая вычислительная система 12 обеспечивает барометрическую высоту. Навигационная система 13 обеспечивает отклонение от глиссадного луча и отклонение от курсового луча. Панель 14 управления режимом обеспечивает угол наклона глиссады (УНГ), высоту аэродрома над уровнем моря, направление ВПП и курс следования. Радиовысотомер 15 обеспечивает высоту по радиовысотомеру.

Следует понимать, что возможны другие варианты осуществления. В частности, эквивалентные данные можно получить от других систем самолета, включая системы посадки при наведении со спутника, глиссадные системы посадки (ГСП), микроволновые системы посадки, инерционные системы координат, системы управления полетом и т.д.

На фиг. 2 представлен горизонтальный полет, как он представляется на дисплее лобового стекла. Показаны линия 20 горизонта, осевая линия 21, символическое изображение самолета 22 и указатели 23 бокового отклонения.

Линия 20 горизонта показывает горизонт земли, и в технике она известна. Осевая линия 21 проходит к точке 24 схода, которая находится на или около линии 20 горизонта. Точка 24 схода показывает выбранный курс следования самолета. Осевая линия 21 представлена воплощаемой в виде изображения в перспективе, где осевая линия 21 сужается, когда проходит к точке 24 схода. Осевая линия 21 прочерчена с правой стороны от символа 22 изображения самолета, сообщая тем самым о том, что самолет находится слева от требуемого курса следования. Как описано выше, осевая линия 21 представляет осевую линию курса следования, прочерченную на земле и, таким образом, представляет собой интуитивное навигационное отображение.

Символическое изображение 22 самолета представляет стандартный символ местоположения самолета. Символ 22 остается по существу в неподвижном положении на экране 10C дисплея, что является стандартным в технике. Однако символ 22 самолета, поворачивается во время маневра кренения.

Указатели 23 бокового отклонения расположены на заранее заданном расстоянии от символического изображения 22 самолета. Указатели отклонения формируют шкалу отсчета для показания отклонения либо по углу, либо по расстоянию от осевой линии 21. В предпочтительном варианте осуществления захода на посадку по приборам указатели 23 отклонения представляют один градус и два градуса отклонения с любой стороны от сигнала курсового радиомаяка. Во время следования по курсу указатели отклонения соответствуют 1000 футам (305 м) и 2000 футам (610 м) бокового отклонения от курса.

Указатели 23 отклонения показаны в виде изображения в перспективе. В этом варианте осуществления указатели 23 отклонения изображены в виде частей линий отклонения, идущих по направлению к точке 24 схода. Для уменьшения помехи требуются только части линий отклонения рядом с символическим изображением 22 самолета. Во время захода на посадку указатели отклонения траектории полета масштабируются таким образом, чтобы представлять указатели, прочерченные на земле. Например, при больших высотах указатели 23 отклонения оказываются короче и ближе к символическому изображению 22 самолета. По мере уменьшения высоты указатели отклонения становятся длиннее и отходят от символического изображения 22 самолета.

Фиг. 3 иллюстрирует маневр правого разворота с креном. Во время маневра кренения линия 20 горизонта наклоняется, имитируя тем самым вид горизонта во время маневра кренения. И осевая линия 21 символического изображения 22 самолета и указатель 23 отклонения связаны с линией 20 горизонта и, следовательно, наклоняются вместе с линией 20 горизонта.

На фиг. 4 показано приближение к взлетно-посадочной полосе 40. Символическое изображение 22 самолета остается слева от осевой линии 21, обеспечивая тем самым интуитивное показание того, что самолет остается с левой стороны от траектории захода на посадку. Символическое изображение 40 взлетно-посадочной полосы проходит к точке 24 схода таким образом, как и осевая линия 21 и указатели отклонения. Символическое изображение 40 ВПП отличается от осевой линии 21 и указателей 23 отклонения тем, что размер и местоположение ВПП показывают местоположение действительной взлетно-посадочной полосы.

Следует отметить, что перспективное представление символического изображения 40 ВПП в технике известно. Описание способа вычерчивания и выполнения такого символического изображения можно найти в технике. В качестве ссылки, в которой описана эта техника, можно указать статью Ричарда С. Брейя. Ассоциации Центра исследования AMBS НАСА "Индикатор на лобовом стекле НАСА - AMES", 10 января 1994 года.

Специалистам в данной области техники очевидно, что соответствующие изобретению символические изображения осевой линии 21 и указателей 23 отклонения выполнены с использованием той же технологии, которую используют в известной технике для выполнения символических изображений в перспективе взлетно-посадочной полосы типа ВПП 40. Для корректирования длины, ширины и вертикального и бокового отклонений осевой линии 40 и указателей 23 отклонения используются известные приемы. Пример таких расчетов представлен на фиг. 6А-6В.

Фиг. 5 иллюстрирует подход к взлетно-посадочной полосе, при этом самолет точно находится на траектории захода на посадку, как представлено символическим изображением 22 самолета точно на осевой линии 21. Самолет находится на высоте 940 футов (286,5 м) над взлетно-посадочной полосой, показываемой радиовысотомером 50. Самолет находится также несколько выше глиссады, показываемой индикатором 51 наклона глиссады. Кроме того, показана шкала 52 тангажа.

На фиг. 6A-6D показан предпочтительный вариант проведения расчета. Специалисты в данной области техники легко могут приспособить эти расчеты или использовать по существу аналогичные расчеты для других вариантов осуществления, включая варианты с использованием систем посадки с использованием спутников типа глобальной навигационной спутниковой системы (ГНСС) и ей подобных.

Фиг. 6А иллюстрирует расчеты расстояния до курсового маяка, используемые в предпочтительном варианте осуществления. Этот расчет представляет собой использование основных тригонометрических формул. Угол наклона траектории полета (УНКП) для подхода к конкретной взлетно-посадочной полосе (ВПП) либо вводится пилотом, либо выводится из блока данных. Длина ЕПП также либо вводится пилотом, либо выводится из базы данных. Отклонение от глиссадного луча (Откл. ГЛ) имеется в приемном устройстве СПП (системы посадки по приборам). Прибавление (или вычитание) отклонения от глиссадного луча дает действительный угол траектории захода на посадку самолета. Высота (h) берется из других бортовых систем, например из бортовой вычислительной системы или радиовысотомера. В предпочтительном варианте осуществления используется барометрическая высота, когда самолет находится на высоте более 500 футов (152,4 м) над ВПП. На высотах от 500 футов (152,4) до 100 футов (30,5 м) используется сочетание барометрической высоты и высоты по радиовысотомеру. И, наконец, на высотах менее 100 футов (30,5 м) используются показания радиовысотомера.

Фиг. 6B иллюстрирует расчеты расстояния бокового смещения, используемые в предпочтительном варианте осуществления изобретения. Отклонение от курсового луча (откл. КЛ) берется из приемного устройства СПП (системы посадки по приборам). Боковое смещение (y) легко рассчитывается по формуле

y = tg (Откл. КЛ) Х.

Фиг. 6C иллюстрирует расчеты угла поперечного наклона. Расчеты угла поперечного наклона выполняются, используя результаты предыдущих расчетов.

Фиг. 6D иллюстрирует расчеты координат осевой линии и указателей отклонения, используемые в предпочтительном варианте осуществления изобретения. Как описано выше, эти расчеты аналогичны расчетам, используемым в известной технике для выполнения изображения в перспективе ВПП.

При наличии координат точки схода и угла поперечного наклона (рассчитанных выше) легко рассчитать координаты осевой линии, используя показанные на рисунке выражения.

Верхняя точка угла понижения (ВТУП) и нижняя точка угла понижения (НТУП) представляют собой заранее определенные значения и определяют, как далеко внизу располагается символ линии горизонта. В предпочтительном варианте осуществления изобретения (показанном на фиг. 5) углы понижения для символов являются следующими (см. таблицу).

Координаты для указателей бокового отклонения рассчитываются относительно местоположения самолета. В предпочтительном варианте осуществления указатели располагаются под одним и двумя градусами отклонения от курсового луча на каждой стороне самолета.

Переменная ширина (т.е. вид в перспективе) осевой линии и указателей отклонения получаются посредством добавления (и вычитания) поправочного коэффициента к углу поперечного наклона перед расчетом координат x, y. Однако в предпочтительном варианте осуществления изобретения расчеты ширины указателей отклонения упрощаются благодаря расчету координат одной линии для каждого указателя отклонения и просто добавления (и вычитания) постоянного поправочного коэффициента к каждой координате для получения координат для указателей.

Из приведенного выше описания следует способ выполнения изобретения. Во-первых, принимают навигационные или позиционные сигналы. Обычно этими сигналами являются сигналы СПП, МСП, ГНСС, ВОР (всенаправленный очень высокочастотный радиомаяк) и так далее. Навигационные сигналы интерпретируют, получая сигналы местоположения самолета, или данные, указывающие местоположение самолета относительно требуемого курса, используя сигналы местоположения самолета для расчета сигнала осевой линии, представляющего требуемую осевую линию курса, которая является комформной земной (или виртуальной) поверхности, и отображая символы осевой линии, представляющие полученный в результате вычислений сигнал осевой линии на дисплее.

Способ улучшается посредством дополнительного отображения указателей бокового отклонения. Это требует шагов использования сигналов местоположения самолета для расчета сигналов указателей отклонения, представляющих зависимые от высоты указатели бокового отклонения и отображения символов указателей отклонения, представляющих сигналы указателей отклонения на дисплее.

Способ дополнительно улучшается посредством включения перспективных изображений символов осевой линии и указателей отклонения, как указано в вышеприведенном описании.

Альтернативные варианты осуществления включают в себя использование новых электронных индикаторных устройств, которые могут разрабатываться в будущем, и использование изобретения с различными бортовыми системами и навигационными системами, включая ГНСС.