Устройство для предупреждения столкновения вертолета с опорами воздушных линий электропередачи

Изобретение относится к пилотажно-навигационной технике и может быть использовано для обеспечения безопасности полета вертолетов на малых высотах, а именно для предупреждения пилотов вертолетов об опасности столкновений с высоковольтными линиями электропередач (ЛЭП).

Целью изобретения является повышение точности определения нахождения линий электропередач без привлечения дополнительной информации со вспомогательных радиоизлучающих устройств датчиками первичной информации, входящими в состав пилотажно-навигационного комплекса вертолета и, как следствие, снижение весо-габаритных характеристик пилотажно-навигационного комплекса.

Предлагаемое устройство для предупреждения столкновения вертолета с высоковольтными линиями электропередач включает блок из трех ортогональных жестко закрепленных на корпусе объекта магнитометров, гироскоп направления, гировертикаль, первый вычислитель, причем выходы блока магнитометров, гироскопа направления и гировертикали соединены с входом первого вычислителя, при этом дополнительно включены второй вычислитель, третий вычислитель, полосовой фильтр-детектор, блок сравнения и сумматор, причем выход блока магнитометров дополнительно соединен с входом второго вычислителя и полосового фильтра-детектора, выход первого вычислителя соединен с входами второго вычислителя и третьего вычислителя, выходы гировертикали соединены с входами второго вычислителя и третьего вычислителя, выходы гироскопа направления и второго вычислителя соединены с входом сумматора, выход которого соединен с входом блока сравнения, выходы полосового фильтра-детектора соединены с входами третьего вычислителя, выходы которого соединены с входами блока сравнения, 3 илл.

Полезная модель относится к пилотажно-навигационной технике и может быть использовано для обеспечения безопасности полета вертолетов на малых высотах, а именно для предупреждения пилотов вертолетов об опасности столкновений с высоковольтными линиями электропередач (ЛЭП).

Известно устройство и способ предупреждения столкновений вертолета с высоковольтными линиями электропередач (ЛЭП), заключающийся в приеме всенаправленной антенной широкополосных сигналов, излучаемых проводами ЛЭП, выделении низкочастотных составляющих принятых сигналов, селекции по амплитуде выделенных низкочастотных составляющих принятых сигналов и, в случае превышения уровня порогового значения U₀, осуществлении анализа частоты принятого сигнала за счет последовательной перестройки частоты фильтра в диапазоне значений i=1, 2,n, где , F - низкочастотная часть ширины спектра, f - полоса пропускания фильтра, осуществлении повторной селекции сигнала по амплитуде, сравнении полученных значений спектра с заданными значениями и, в случае соответствия спектров, выдачи сигнала о наличии линии ЛЭП (Патент на изобретение РФ 2176400, МПК G01S 13/93, опубликован 27.11.2001 г.).

Недостатком данного способа является невозможность определения углового положения линии электропередач в вертикальной плоскости, отсутствие данной информации может привести к столкновению вертолета с линией электропередач.

Известно устройство и способ предотвращения столкновений вертолета с высоковольтными линиями электропередач заключающийся в том, что с помощью приемного устройства, размещаемого на вертолете; принимают электромагнитные колебания, излучаемые высоковольтными линиями электропередач в диапазоне радиоволн, сравнивают значения принятых сигналов с опорными и по результатам сравнения принимают решение по корректировке направления полета вертолета, при этом прием электромагнитных колебаний ведут с различных направлений с помощью нескольких приемных антенн, максимумы диаграмм направленности которых ориентированы в разных угловых секторах плоскости полета вертолета, и по наличию сигнала в одной из приемных антенн определяют угловое положение проводов высоковольтной линии электропередачи относительно корпуса вертолета (Патент на изобретение РФ 2156985, МПК G01S 13/93, G08G 5/04, опубликован 30.10.1998 г.).

Недостатком данного способа является невозможность определения углового положения линии электропередач в вертикальной плоскости, отсутствие данной информации может привести к столкновению вертолета с линией электропередач.

Наиболее близким к заявляемому устройству является устройство по способу определения девиации курсоуказателя подвижного объекта (патент авторов на изобретение РФ 1633930, МПК G01C 17/38, опубликован 24.07.1989 г.). Способ и реализующее его устройство основаны на предстартовом определении коэффициентов Пуассона и компонент постоянного магнитного поля подвижного объекта и использовании разработанных зависимостей определения магнитного курса в процессе движения объекта.

Недостатком устройства по данному способу является невозможность определения положения линии электропередач как по курсу так и в вертикальной плоскости, причем отсутствие данной информации может привести к столкновению вертолета с линией электропередач в режиме маловысотного полета.

Задача настоящей полезной модели заключается в повышении точности определения нахождения линий электропередач без привлечения дополнительной информации со вспомогательных радиоизлучающих устройств датчиками первичной информации, входящими в состав пилотажно-навигационного комплекса вертолета и, как следствие, снижение весо-габаритных характеристик пилотажно-навигационного комплекса.

Поставленная цель достигается тем, что в устройстве для предупреждения столкновения вертолета с высоковольтными линиями электропередач, которое включает блок из трех ортогональных жестко закрепленных на корпусе объекта магнитометров, гироскоп направления, гировертикаль, первый вычислитель, причем выходы блока магнитометров, гироскопа направления и гировертикали соединены с входом первого вычислителя, отличающееся тем, что дополнительно включены второй вычислитель, третий вычислитель, полосовой фильтр-детектор, блок сравнения и сумматор, причем выход блока магнитометров дополнительно соединен с входом второго вычислителя и полосового фильтра-детектора, выход первого вычислителя соединен с входами второго вычислителя и третьего вычислителя, выходы гировертикали соединены с входами второго вычислителя и третьего вычислителя, выходы гироскопа направления и второго вычислителя соединены с входом сумматора, выход которого соединен с входом блока сравнения, выходы полосового фильтра-детектора соединены с входами третьего вычислителя, выходы которого соединены с входами блока сравнения.

Схема предлагаемого устройства изображена на фиг.1 - схема устройства; на фиг.2 представлены результаты моделирования по напряженности магнитного поля Земли от расстояния на высоте 30 м над землей и фиг.3 - результаты моделирования по напряженности магнитного поля Земли от расстояния на высоте 30 м над землей.

Устройство включает в себя блок из трех ортогональных жестко закрепленных на корпусе объекта магнитометров (1) для измерения продольной (Т_x), поперечной (T_z) и нормальной (Т_y) составляющих вектора напряженности результирующего магнитного поля объекта на оси связанной с летательным аппаратом (ЛА) системы координат OXYZ, гироскоп (2) для определения направления гироскопического курса (_г) подвижного объекта, гировертикаль (3) для определения углов крена () и тангажа () подвижного объекта, выполненные, например, по МЕМС-технологии, первый вычислитель (4) для определения в процессе предстартовой подготовки, либо сразу после старта коэффициентов Пуассона и компонент постоянного магнитного поля подвижного объекта, причем выходы блока 1, блока 2 и блока 3 соединены с входом первого вычислителя (4), на вход первого вычислителя, кроме того, подаются, например, с потенциометра ручной выставки, стартовые значения горизонтальной (Т_г0) и вертикальной (Т_в0 ) составляющих вектора напряженности геомагнитного поля и угла магнитного наклонения (), измеренные, например, с помощью дефлектора и инклинатора; а также второй вычислитель (5), третий вычислитель (7), полосовой фильтр - детектор (6), блок сравнения (8) и сумматор (9), причем выход блока (1) дополнительно соединен с входом второго вычислителя (5) и полосового фильтра-детектора (6), выход блока (4) соединен с входами второго вычислителя (5) и третьего вычислителя (7), причем первый вычислитель (4) задействован, только в процессе предстартовой подготовки, либо сразу после старта, выходы блока (3) соединены с входами второго вычислителя (5) и третьего вычислителя (7), выходы блока (2) и второго вычислителя (5) соединены с входом сумматора (9), выход которого соединен с входом блока сравнения (8), выходы блока (6) соединены с входами третьего вычислителя (7), выходы которого соединены с входами блока сравнения (8), на входы которого с пилотажно-навигационного комплекса (ПНК) поступают данные о времени полета (t_n) и скорости полета (V_п) летательного аппарата, а выход блока (8), представляющий собой сигнал об опасной близости линии электропередач, поступает на приборную панель для индикации (световой и звуковой) летчику для принятия решения. Также может быть предусмотрена возможность автоматического набора высоты -маневра в вертикальной плоскости.

Приведем теоретическое обоснование, позволяющее реализовать предлагаемое устройство.

Из теории и практики магнитных измерений известно, что магнитные девиации магниточувствительных датчиков обусловлены наличием собственного магнитного поля носителя, на котором они установлены, а геометрические девиации обусловлены изменением ориентации подвижного объекта относительно геомагнитного поля. Причем структура собственного магнитного поля объекта такова, что оно содержит постоянную и переменную составляющие. Постоянное магнитное поле носителя определяется наличием на подвижном объекте элементов из магнитомягких и магнитотвердых материалов, характеризуемые магнитной восприимчивостью к внешнему магнитному полю (намагничиваемостью в технологических и эксплуатационных условиях).

Эта составляющая напряженности магнитного поля носителя (Т_п=соlоn (Р, Q, R) фиксирована относительно корпуса основания при изменении ориентации объекта. Переменное магнитное поле носителя Т_пер) складывается из четырех составляющих: магнитного поля вихревых токов Т_вх; индуктивного поля магнитных масс Т_и; магнитного поля электронагрузок Т_э; магнитного поля двигателей Т_дв.

Напряженность результирующего магнитного поля носителя определяется векторной суммой составляющих

где Т^- напряженность геомагнитного поля.

Превалирующую роль в формировании магнитного поля носителя обычно играют три первые составляющие (причем и образуют в сумме магнитные помехи от ферромагнитных масс ) и определяемые в проекциях на связанные оси объекта OXYZ векторно-магнитным уравнением Пуассона:

где: S - матрица коэффициентов Пуассона:

A - матрица ориентации системы координат, связанной с объектом OXYZ, относительно горизонтальной геомагнитной системы координат.

. Переменную и постоянную составляющие собственного магнитного поля подвижного поискового аппарата, определяемые соответственно коэффициентами Пуассона и компонентами постоянного магнитного поля подвижного аппарата, находим следующим образом.

Предположим, что имеется не менее четырех результатов экспериментов, проведенных при четырех различных курсах _i объекта, на каждом из которых при соответствующих значениях углов тангажа _i и крена _i (указанные измерения возможно проводить также сразу после взлета объекта на вираже в процессе набора им высоты), измеряют продольную T_хi, поперечную Т_zi и нормальную Т_yi компоненты результирующего магнитного поля объекта; формирует три разностных уравнения Пуассона (2), которые запишутся в матричном виде следующим образом:

Разностные уравнения (4) должны удовлетворять непременному условию (ij) и каждый результат эксперимента (i или j) не должен повторяться в системе более чем два раза.

Системе трех уравнений вида (4) соответствует система девяти скалярных разностных уравнений Пуассона следующего вида:

где - a_i, a_j, b_i, b_j, ci, c_j - функции, определяемые зависимостями от составляющих Т_г, Т_в вектора Т^- и углов ориентации подвижного объекта (_i; _i; _i; _j; _j; _j): при ;

Выражения для a_j, b _j, с_j, имеют аналогичный вид.

Систему девяти скалярных уравнений вида 5 можно привести к матричной форме

где Х^-, Y^- - матрицы-столбы размером (9×1);

N - квадратная матрица размером (9×9) с элементами:

a _{i, j}=(a_i-a_j); b_{i, j}=(b _i-b_j); c_{i, j}=(c_i-c _j); .

Причем:

где T_X12=T_X1-T _X2; T_Y12=T_Y1-T_Y2; T_Z24=T_Z2-T_Z4.

Матрица N для системы девяти уравнений вида (5), соответствующая варианту троек экспериментов типа (1-2)_(1-3)_(2-4) имеет следующий вид:

Матрица N является неособенной, так как не содержит линейно зависимые строки и столбцы. Для нахождения обратной матрицы N^-1 детерминант матрицы N может быть определен по стандартной программе, например, приведением матрицы к форме Фробениуса (диагонализация матрицы) с последующим определением произведения элементов главной диагонали; окончательно детерминант матрицы N имеет вид:

Решая далее уравнение (7) относительно Y^-, получим

Раскрывая решение (11), используя формулы Крамера, находим следующие выражения для определения коэффициентов Пуассона и с оставляющих вектора постоянного магнитного поля носителя:

где - вспомогательные функции, зависящие от углов ориентации носителя (_i; _ii)и угла магнитного и наклонения :

где

После определения коэффициентов Пуассона составляющие вектора постоянного магнитного поля носителя определяются следующим образом; запишем матричное уравнение Пуассона (2) в виде:

Отсюда в скалярной форме алгоритмы определения составляющих вектора постоянного магнитного поля носителя принимают вид:

где функции: а_i, b_i , с_i определяются выражениями (6).

Напряженность магнитных помех от ферромагнитных масс объекта может превышать по модулю вектора Т^- напряженности геомагнитного поля. При этом магнитные девиации магниточувствительных датчиков курсовых систем могут достигать нескольких десятков градусов.

Преобразуем матричное уравнение Пуассона (2) к следующему виду:

где - Т_X, Т_Y, T_Z - проекции вектора Т^- результирующего магнитного поля объекта на его оси OX, OY, OZ;

Е - единичная матрица размером (3×3);

Т _Г, Т_В - горизонтальная и вертикальная составляющие вектора Т^- напряженности геомагнитного поля;

- угол магнитного наклонения вектора Т^- напряженности геомагнитного поля;

- матрица направляющих косинусов, где

a ₁₁=сoscos; a₂₁=-sinsin-sincoscos; a₃₁=sincossin-sincos; a₁₂=sin; a₂₂=coscos; a₃₂=-sincos;

a₁₃=сossin; a₂₃=cossin-sinsincos; a₃₃=sinsin+coscos;

далее обозначены s - sin; c - cos;

, , - углы магнитного курса, тангажа и крена летательного аппарата соответственно.

Из теории и практики измерения магнитных девиаций известно, что коэффициенты Пуассона (a, b,. k) и составляющие постоянного магнитного поля объекта можно считать постоянными величинами для конкретного фиксированного распределения ферромагнитных масс объекта.

Матричное уравнение (17) приведем к скалярному виду:

Введем следующие обозначения:

элементы матрицы М:

Систему уравнений (18) сведем к матричному виду:

где М - квадратная матрица размером (3×3):

S_x=T_x-P; S_Y=T _Y-Q; S_Z=T_Z-R.

Решая уравнение (23), получим

где М^-1 - обратная матрица;

По формулам Крамера:

Введем вспомогательные функции:

В итоге соотношения для нахождения горизонтальной Т_г и вертикальной Т_в составляющих вектора Т^- напряженности геомагнитного поля запишутся в следующем виде:

Соотношение для нахождения магнитного курса запишется в следующем виде:

где:

Устройство функционирует следующим образом - по сигналам блока из трех ортогональных жестко закрепленных на корпусе объекта магнитометров (1) для измерения продольной (Т_x), поперечной (T_z) и нормальной (Т _y) составляющих вектора напряженности результирующего магнитного поля объекта на оси связанной с летательным аппаратом (ЛА) системы координат OXYZ, гироскопа (2) направления гироскопического курса (_г) подвижного объекта, гировертикали (3) для определения углов крена () и тангажа () подвижного объекта, выполненных, например, по МЕМС-технологии, первый вычислитель (4) определяет в процессе предстартовой подготовки, либо сразу после старта во время набора высоты на вираже, коэффициенты Пуассона и компоненты постоянного магнитного поля подвижного объекта по соотношениям (6, 12, 16), характеризующие собственное магнитное поле подвижного объекта. В процессе полета объекта 2 вычислитель (5) по соотношениям (32-34) определяет текущее значение магнитного курса подвижного объекта _м; третий вычислитель (7) по соотношениям (28-31) определяет текущие значения горизонтальной Т_г и вертикальной Т_в компонент вектора Т^- напряженности геомагнитного поля.

Полосовой фильтр-детектор 6 в процессе полета фильтрует, детектирует и осредняет значения компонент Т_X , Т_Y, T_Z - проекции вектора результирующего магнитного поля объекта на его оси OX, OY, OZ; которые при приближении к высоковольтным линиям электропередач получают дополнительные составляющие, изменяющиеся с промышленной частотой f=50 Hz.

В сумматоре 9 происходит стандартная для курсовой гиромагнитной системы процедура коррекции гироскопического курса _г и магнитного курса _м подвижного объекта, в результате который с выхода сумматора 9 снимается сигнал курса подвижного объекта _к.

В блоке сравнения 8 при полете подвижного объекта постоянно производится сравнение оцениваемых/вероятностных значений горизонтальной и вертикальной в компонент вектора Т^- напряженности геомагнитного поля с реально определенными на борту подвижного объекта значениями горизонтальной Т_г и вертикальной Т_в компонент вектора Т^- напряженности геомагнитного поля.

Логические соотношения в блоке сравнения 8 основаны на следующих теоретических положениях: исходя из структуры магнитного поля Земли в первом приближении в районе магнитного экватора можно считать Т=Т_г50000 нТл, Т_в=0, угол магнитного наклонения =0°; при движении по меридиану примерно через 10000 км в районе магнитного полюса Т=Т_в50000 нТл, Т_г=0, угол магнитного наклонения =90°; поэтому для определения в первом приближении оцениваемых/вероятностных значений горизонтальной и вертикальной компонент вектора Т^- напряженности геомагнитного поля с реально определенными на борту подвижного объекта значениями горизонтальной Т_г и вертикальной Т_в компонент вектора Т^- напряженности геомагнитного поля воспользуемся следующими соотношениями:

где V_п и t_n - скорость полета и время полета вертолета;

при полете при

где исходя из реальных значений величин магнитных полей, создаваемых ЛЭП, _гв10.. 15 нТл, в блоке сравнения 8 формируется и подается в пилотажно-навигационный комплекс световой /и (или) акустический сигнал, свидетельствующий об опасной близости по курсу ЛЭП, на основе которого пилот принимает решение об облете препятствия. Также возможна автоматическая корректировка высоты полета при получении такого сигнала от блока сравнения 8.

Проведенное авторами математическое моделирование подтверждает принципиальную возможность обнаружения линий ЛЭП в режиме маловысотного полета магнитометрическими методами.

При моделировании рассматривались широко распространенные промежуточная одноцепная свободностоящая опора типа П-110-3 при напряжении U=110 кВ с проводом АС 120/19 и током I=390 А, а также опора типа У=220-1 при напряжении U=220 кВ с проводом АС 300/66 и током I=690 А. Для моделирования использовались средства математического пакета MatLab. Результаты моделирования по напряженности магнитного поля Земли от расстояния на высоте 30 м над землей от опор указанных типов представлены на фиг.2 и фиг.3. При удалении от трассы на расстояния большее, чем на фиг.2 и фиг.3 напряженность магнитного поля убывает обратно пропорционально квадрату расстояния, (это несложно показать, сложив векторно напряженности полей в данной точке от каждого провода). Так на удалении на 400 м - 100 нТл и 200 нТл для линий 110 и 220 кВ. По результатам моделирования следует, что при напряжении в ЛЭП U=110 кВ уже на расстоянии примерно 400 м до ЛЭП отмечено увеличение составляющей геомагнитного поля на величину на 100 нТл, чем при отсутствии ЛЭП; при напряжении в ЛЭП U=220 кВ расстояние, на котором отмечено такое же превышение составляет уже величину порядка 800 м, что при средней скорости полета вертолета в режиме маловысотного полета V_п250 км/час (70 м/сек) оставляет пилотам в среднем от 6 до 12 сек для принятие решения и изменения высоты полета.

Указанное время является вполне достаточным для совершения пилотом при получении сигнала об опасной близости с ЛЭП маневра в вертикальной плоскости (например, набор высоты и вираж).

В качестве трехкомпонентного магнитометра, который может быть установлен на вертолете, могут быть использованы, например, высокочувствительные малогабаритные магниторезистивные датчики фирмы Honeywell (USA) (см. официальный сайт www.honeywell.com). Так, в частности, трехкомпонентный магнитометр НМС 1043 (НМС 1053 и др.) имеет чувствительность в единицы (нТл) и габариты 3×3×1,4 (мм).

В качестве гироскопических датчиков для определения курса и вертикали могут быть использованы малогабаритные высокоточные датчики, выполненные по МЕМС-технологии, например, блокам MEMS типа SFIM 300, SFIM210, SFIM202 и др. Fa. Sensonor Technologies, Norway (см. официальный сайт www.sensonor.com).

Технико-экономическое обоснование предлагаемого устройства заключается в повышении точности определения нахождения линий электропередач без привлечения дополнительной информации с вспомогательных радиоизлучающих устройств датчиками первичной Информации, входящими в состав пилотажно-навигационного комплекса вертолета, упрощении аппаратурной реализации и, как следствие, снижение весо-габаритных характеристик пилотажно-навигационного комплекса.

Предложенные зависимости для определения во время полета магнитного курса объекта, горизонтальной и вертикальной составляющих геомагнитного поля могут быть реализованы вычислительным путем в бортовой ЦВМ.

Устройство для предупреждения столкновения вертолета с высоковольтными линиями электропередач, включающее в себя блок из трех ортогональных жестко закрепленных на корпусе вертолета магнитометров для измерения продольной, поперечной и нормальной составляющих вектора напряженности результирующего магнитного поля вертолета на оси, связанной с летательным аппаратом системы координат, гироскоп направления для определения гироскопического курса летательного аппарата, гировертикаль для определения углов крена и тангажа летательного аппарата, первый вычислитель для определения в процессе предстартовой подготовки, либо сразу после старта, коэффициентов Пуассона и компонент постоянного магнитного поля летательного аппарата, причем выходы блока магнитометров по продольной, поперечной и нормальной составляющим вектора напряженности результирующего магнитного поля летательного аппарата, гироскопа направления по углу гироскопического курса летательного аппарата и гировертикали по углам крена и тангажа летательного аппарата соединены с входом первого вычислителя, на вход первого вычислителя, кроме того, подаются, например, с потенциометра ручной выставки, стартовые значения горизонтальной и вертикальной составляющих вектора напряженности геомагнитного поля и угла магнитного наклонения, измеренные, например, с помощью дефлектора и инклинатора, отличающееся тем, что для определения положения нахождения линий электропередач без привлечения дополнительной информации со вспомогательных радиоизлучающих устройств датчиками первичной информации, входящими в состав пилотажно-навигационного комплекса вертолета и снижения весо-габаритных характеристик пилотажно-навигационного комплекса, дополнительно включены второй вычислитель для определения текущего значения собственного магнитного поля вертолета, третий вычислитель для определения текущего значения горизонтальной и вертикальной компонент вектора напряженности геомагнитного поля, полосовой фильтр-детектор, блок сравнения и сумматор, причем выход блока магнитометров по продольной, поперечной и нормальной составляющим вектора напряженности результирующего магнитного поля летательного аппарата дополнительно соединен с входом второго вычислителя и полосового фильтра-детектора, выход первого вычислителя соединен с входами второго вычислителя и третьего вычислителя, причем первый вычислитель задействован только в процессе предстартовой подготовки, либо сразу после старта, выходы гировертикали по углам крена и тангажа летательного аппарата соединены с входами второго вычислителя и третьего вычислителя, выходы гироскопа направления по углу гироскопического курса летательного аппарата и второго вычислителя соединены с входом сумматора, выход которого соединен с входом блока сравнения, выходы полосового фильтра-детектора соединены с входами третьего вычислителя, выходы которого по текущим значениям горизонтальной и вертикальной компонент вектора напряженности геомагнитного поля соединены с входами блока сравнения, в котором осуществляется сравнение оцениваемых / вероятностных значений горизонтальной и вертикальной компонент вектора напряженности геомагнитного поля с реально определенными на борту вертолета значениями горизонтальной и вертикальной компонент вектора напряженности геомагнитного поля, на входы которого с пилотажно-навигационного комплекса поступают данные о времени полета и скорости полета вертолета, а выход блока сравнения, представляющий собой сигнал об опасной близости линии электропередач, подается в пилотажно-навигационный комплекс как световой / и (или) акустический сигнал, свидетельствующий об опасной близости по курсу линии электропередач, на основе которого пилот принимает решение об облете препятствия.