Способ предотвращения случайного столкновения самолетов с горной местностью и устройство для его осуществления

 

Изобретение относится к радиолокационной технике и может использоваться в аэронавигации для автоматического предотвращения столкновения самолета с гористой местностью. Техническим результатом реализации предлагаемого способа предотвращения столкновения самолетов с гористой местностью и устройства для его осуществления является надежность полета самолета в гористой местности. Способ предотвращения столкновения самолетов с гористой местностью и устройство для его осуществления основаны на излучении двух радиосигналов двухантенным радиолокационным приемопередатчиком, анализе скорости полета самолета по частоте Доплера первой антенной с максимумом диаграммы направленности к оси самолета в пределах 90°>α ₁>45° , а второй антенной, у которой этот угол находится в пределах 0° < α ₂ < 15°...20°, принимают отраженный сигнал только от гористой местности и по производной дальности определяют вторую скорость сближения самолета с гористой местностью. Рассчитывают параметр рассогласования первой и второй скорости сближения самолета как разность этих скоростей и принимают решение о состоянии земной местности: местность ровная или местность гористая (ситуация полета опасная). 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к радиолокационной технике и может использоваться в аэронавигации для автоматического предотвращения столкновения самолета с гористой местностью.

Известны системы, в т.ч. радиотехнические, обеспечивающие безопасность полетов летательных аппаратов (самолетов), в частности системы предупреждения столкновений самолетов в воздухе, находящихся в одном полетном эшелоне [1, 2, 3]. Такие системы предупреждения столкновений самолетов строятся по автономной или взаимодействующей схеме с активным ответом.

В автономной системе предупреждения столкновений самолетов оценка расстояния между объектами производится по результатам оценки интенсивности их собственного излучения. Для этого, в качестве активного элемента, используются, например, ксеноновые лампы, устанавливаемые на самолетах (т.н. инфракрасные системы).

Во взаимодействующих системах предупреждения столкновений самолетов и предупреждение экипажа об аварийном расстоянии или возможности столкновений между собой самолетов, обеспечивается использованием принципа "запрос-ответ" и, в качестве первичного параметра, предусматривают измерение расстояния между самолетами или их скорости сближения.

Главным недостатком этих систем является то, что они приспособлены для измерений параметров взаимодействия только с сосредоточенными объектами, такими как, например, самолет и не приспособлены для измерений параметров при взаимодействии с протяженной поверхностью, какой является земная местность. Кроме того, такие системы имеют низкий уровень вероятности принятия достоверного решения, т.к. в полете расстояние между самолетами может быть соизмеримыми с их геометрическими размерами, а в этом случае имеет место неоднозначное значение измеряемых величин [4, 5].

Наиболее близким по способу и его осуществления является система “Эшелон” [6, (стр.136-153)]. В этой системе предупреждения столкновений самолетов главным параметром измерений является относительная высота полета каждого из них, находящегося в эшелоне. По результатам измерений этих величин находятся критерии опасности полета: время до столкновения и разность высот. Система “Эшелон” работает на двух фиксированных частотах 1592,5 и 1622,5 МГц. Двухчастотная работа позволяет устранить при приеме интерференцию радиосигналов.

Принцип действия системы “Эшелон” заключается в следующем. Каждый самолет излучает посылки, содержащие информацию о высоте излучающего самолета. На самолете, принявшем посылку системы предупреждения столкновений, производится сравнение высоты запрашивающего самолета с собственной высотой и оценивается степень безопасности высоты полета. Если при полете самолетов возникает опасность их столкновения, тогда принявший посылку самолет производит радиолокационный ответ - предупреждение о взаимной опасности полета и необходимости изменения высоты полета каждого самолета. Самолеты, находящиеся вне зон действия системы предупреждения столкновений по отношению к самолету, излучающему эти посылки, ответа не производят.

Способ предотвращения столкновений самолетов системы “Эшелон” имеет главный и важный недостаток, заключающийся в том, что он обеспечивает работу системы только в активном режиме, т.е. в таком, при котором на запросный сигнал самолета встречно летящий объект - препятствие выдает активный (переизлучающий) ответный сигнал, что не позволяет такой системе предотвращать случайное столкновение самолета с пассивным препятствием в виде гористой местности.

Существуют различные технические решения устройств для обеспечения предотвращения случайного столкновения самолетов в полете [1, 2, 3]. Наиболее близкой по техническому построению является аппаратура противостолкновения самолетов “Эшелон” [6 стр.(136-153)].

Аппаратура системы противостолкновения самолетов “Эшелон” состоит из двухволнового приемопередатчика радиолокатора, двойной антенной системы, таймера, измерительно-логического блока, пульта индикатора команд, самолетного ответчика и радиопереговорного устройства.

Эта аппаратура имеет главный и важный недостаток - она не может предотвращать случайное столкновение самолета с горной местностью.

Техническим результатом реализации предлагаемого способа предотвращения столкновения самолетов с горной местностью и устройства для его осуществления является надежность полета самолета в горной местности.

Технический результат способа достигается тем, что для предотвращения случайного столкновения самолета с горной местностью при полете самолета над ровной земной поверхностью устанавливают исходное отсчетное время, первую антенну двухантенного радиолокационного приемопередатчика устанавливают относительно строительной оси передней полусферы самолета под углом 90°>α₁>45°, принимают отраженный от земной поверхности сигнал и рассчитывают частоту Доплера по формуле

где λ - длина радиоволны, V - путевая скорость полета самолета, α₁ - заранее установленное направление главного максимума диаграммы направленности первой антенны двухантенного радиолокационного приемопередатчика к строительной оси самолета в пределах 90°>α₁>45°, а по частоте Доплера оценивают первую скорость сближения самолета по формуле

Вторую антенну двухканального радиолокационного приемопередатчика устанавливают в переднюю полусферу с направлением максимума диаграммы направленности относительно строительной оси самолета под углом в пределах °<α₂<15°...20°, принимают отраженный сигнал только от горной местности и в каждое i-тое дискретное время оценивают разность δ_R между наклонной дальностью R₀ при полете самолета над ровной местностью и текущей дальностью r_i в каждый i-той момент времени полета самолета до горной местности по формуле

δ_R=R₀-r_i,

определяют вторую скорость сближения самолета по формуле

рассчитывают параметр рассогласования ΔV первой Vсбл₁ и второй скорости Vсбл₂ сближения самолета как разность этих скоростей по формуле

ΔV=Vсбл₁-Vcбл₂,

принимают решение о состоянии земной местности

если ΔV=Vсбл₁ - местность ровная;

если ΔV<Vсбл - местность горная (ситуация полета опасная),

а абсолютным значением величины параметра рассогласования ΔV характеризуют крутизну горной поверхности.

Устройство для предотвращения случайного столкновения самолета с горной местностью, содержащее двухволновый приемопередатчик радиолокатора, двойную антенную систему и таймер, при этом двухволновый приемопередатчик радиолокатора излучает двойной антенной системой два радиолокационных сигнала, электронный ключ, блок памяти, вычислитель сигнала, характеризующего начальную наклонную дальность R₀ от самолета до ровной местности, вычислитель сигнала производной наклонной дальности R₀ вo времени, генератор тактовых импульсов, вычислитель, выполняющий операции вычитания сигналов, характеризующих путевую скорость полета самолета и скорость сближения самолета с горной местностью, преобразователь, блок принятия решений, первый выход двухволнового приемопередатчика радиолокатора соединен с первым входом электронного ключа, второй вход которого соединен с первым выходом таймера, управляемого командой "пуск", второй выход которого соединен с запускающим входом генератора тактовых импульсов, выход которого соединен со вторым входом вычислителя сигнала производной наклонной дальности R₀ во времени, первый вход которого соединен с выходом вычислителя сигнала, характеризующего начальную наклонную дальность R₀ от самолета до ровной местности, второй вход которого соединен с выходом блока памяти, вход которого соединен с выходом электронного ключа, первый вход вычислителя сигнала, характеризующего начальную наклонную дальность R₀ от самолета до ровной местности соединен с третьим выходом двухволнового приемопередатчика радиолокатора, второй выход которого соединен со входом преобразователя, выход которого соединен со вторым входом вычислителя, выполняющий операции вычитания сигналов, характеризующих путевую скорость полета самолета и скорость сближения самолета с горной местностью, первый вход которого соединен с выходом вычислителя сигнала производной наклонной дальности R₀ во времени, а с выхода вычислителя, выполняющего операции вычитания сигналов, характеризующих путевую скорость полета самолета и скорость сближения самолета с горной местностью, сигнал, соответствующий параметру рассогласования и характеризующий наличие на линии пути полета самолета горной местности, поступает на блок принятия решений о наличии или отсутствия горной местности, с выхода которого выдается сигнал на управление автопилотом или устройство сигнализации экипажу о приближающейся опасной полетной ситуации.

Известно [4, 5], что вид местности и ее геометрические и электрические характеристики влияют только на относительный уровень элементарных сигналов, но не меняет физической картины образования отраженного сигнала и величину доплеровского сдвига частоты элементарных сигналов.

Вследствие этого средняя доплеровская частота суммарного сигнала F∂ будет одной и той же как при полете над ровной поверхностью, так и над склоном горы (фиг.1). В этом случае скорость сближения определится выражением (1). При приближении самолета к склону горной поверхности (фиг.1) и его полетом над этим склоном, несмотря на постоянно изменяющееся расстояние до поверхности (на величину δ_R - см. фиг.2), доплеровский сдвиг частоты суммарного сигнала на выходе радиолокатора будет таким же, как и при полете над ровной местностью (так называемый "парадокс гористой местности" [4]). Это объясняется тем, что доплеровский сдвиг частоты пропорционален только скорости сближения данного отражателя (земной поверхности) с локатором, обусловленной постоянной величиной радиальной составляющей путевой скорости полета самолета V·cosα (фиг.1).

Поэтому, учитывая постоянную скорость полета самолета V, при установленном постоянном направлении главного максимума диаграммы направленности антенны радиолокатора α₁, частота Доплера также будет постоянной, независимой от формы (наклона) отражающей земной поверхности (фиг.1), и выразится формулой (1), т.к. радиальная составляющая путевой скорости полета самолета Vсбл₁ также будет постоянной даже тогда, когда местность гористая и определяется по частоте Доплера

Однако скорость сближения самолета с препятствием может быть найдена не только по частоте Доплера, но и по скорости изменения расстояния до этой поверхности. Когда отражающая поверхность земли ровная и при облучении ее под острым углом к оси самолета α₂ (например, в пределах 0°<α₂<15°...20°), тогда отраженный от ровной поверхности сигнал не будет поступать в сторону антенны приемника, т.к. он переотразится по линии пути полета самолета в противоположную сторону от излучателя (фиг.3а).

Отраженный от земли сигнал поступит на вход приемника лишь тогда, когда угол возврата сигнала в сторону антенны приемника возрастет до необходимой величины (например, более 45° [4, 5]), что произойдет тогда, когда форма отражающей земной поверхности будет наклонной поверхностью, т.е. когда отражения будут от горной местности (фиг.3б).

Если по принятому отраженному от земной поверхности сигналу в каждое i-тое дискретное время Δt вычислять величину δ_R как разность между дальностью R₀, получаемой при горизонтальном полете самолета над ровной поверхностью и текущей наклонной дальности самолета до горной земной поверхности r_i, по формуле

δ_R=R₀-r_i,

где R₀>r_i, тогда вторая скорость сближения самолета находится по формуле

Способ предотвращения возможного случайного столкновения самолета с горной местностью заключается в следующем.

1. Излучают радиосигнал двухантенным радиолокационным приемопередатчиком.

2. Анализируют скорости полета самолета по частоте Доплера.

3. Устанавливают исходное отсчетное время.

4. Первую антенну устанавливают относительно передней полусферы строительной оси самолета под углом 90°>α₁>45°.

5. Принимают отраженный от земной поверхности сигнал и рассчитывают частоту Доплера по формуле

где λ - длина радиоволны; V - путевая скорость полета самолета; α₁ - заранее установленное направление главного максимума диаграммы направленности первой антенны радиолокатора к строительной оси самолета в пределах 90°>α₁>45°.

6. По частоте Доплера оценивают первую скорость сближения самолета по формуле

7. Приемником второй антенны, у которой максимум диаграммы направленности относительно строительной оси самолета устанавливают в переднюю полусферу под углом в пределах 0°<α₂<15°...20°, принимают отраженный сигнал только от горной местности и в каждое i-тое дискретное время оценивают разность δ_R между наклонной дальностью R₀ при полете самолета над ровной местностью и текущей дальностью r_i в каждый i-тый момент времени полета самолета до горной местности по формуле

δ_R=R₀-r_i.

8. Определяют вторую скорость сближения самолета по формуле

9. Рассчитывают параметр рассогласования первой Vсбл₁ и второй скорости Vсбл₂ сближения самолета как разность этих скоростей по формуле

ΔV=Vсбл₁-Vсбл₂.

10. Принимают решение о состоянии земной местности:

если ΔV=Vсбл₁ - местность ровная;

если ΔV<Vсбл - местность горная (ситуация полета опасная),

а по значению абсолютной величины параметра рассогласования ΔV характеризуют крутизну горной поверхности.

Структурная электрическая схема устройства предотвращения случайного столкновения самолета с горной поверхностью представлена на фиг.4, на которой обозначено:

1 - двухволновый приемопередатчик радиолокатора;

2 - двойная антенная система;

3 - электронный ключ;

4 - таймер;

5 - блок памяти;

6 - вычислитель сигнала, характеризующего начальную наклонную дальность от самолета до ровной местности;

7 - вычислитель сигнала производной наклонной дальности во времени;

8 - генератор тактовых импульсов;

9 - вычислитель, выполняющий операции вычитания сигналов, характеризующих путевую скорость полета самолета и скорость сближения самолета с горной местностью;

10 - преобразователь;

11 - блок принятия решений.

Устройство содержит двухволновый приемопередатчик радиолокатора 1, двойную антенную систему 2, электронный ключ 3, таймер 4, блок памяти 5, вычислитель сигнала, характеризующего начальную наклонную дальность от самолета до ровной местности 6, вычислитель сигнала производной наклонной дальности во времени 7, генератор тактовых импульсов 8, вычислитель, выполняющий операции вычитания сигналов, характеризующих путевую скорость полета самолета и скорость сближения самолета с горной местностью 9, преобразователь 10, блок принятия решений 11. Первый выход двухволнового приемопередатчика радиолокатора 1 соединен с первым входом электронного ключа 3, второй вход которого соединен с первым выходом таймера 4, управляемого командой "пуск", второй выход которого соединен с запускающим входом генератора тактовых импульсов 8, выход которого соединен со вторым входом вычислителя сигнала производной наклонной дальности во времени 7, первый вход которого соединен с выходом вычислителя сигнала, характеризующего начальную наклонную дальность от самолета до ровной местности 6, второй вход которого соединен с выходом блока памяти 5, вход которого соединен с выходом электронного ключа 3, первый вход вычислителя сигнала, характеризующего начальную наклонную дальность от самолета до ровной местности 6 соединен с третьим выходом двухволнового приемопередатчика радиолокатора 1, второй выход которого соединен со входом преобразователя 10, выход которого соединен со вторым входом вычислителя, выполняющий операции вычитания сигналов, характеризующих путевую скорость полета самолета и скорость сближения самолета с горной местностью 9, первый вход которого соединен с выходом вычислителя сигнала производной наклонной дальности во времени 7, а с выхода вычислителя, выполняющего операции вычитания сигналов, характеризующих путевую скорость полета самолета и скорость сближения самолета с горной местностью 9, сигнал, соответствующий параметру рассогласования и характеризующий наличие на линии пути полета самолета горной местности, поступает на блок принятия решений 11 о наличии или отсутствии горной местности, с выхода которого выдается сигнал на управление автопилотом или устройство сигнализации экипажу о приближающейся опасной полетной ситуации.

Устройство работает следующим образом.

Двухволновый приемопередатчик радиолокатора 1 излучает двойной антенной системой 2 два радиолокационных сигнала, причем максимум диаграммы направленности первой антенны установлен в передней полусфере самолета под углом к его строительной оси в пределах 90°>α>45°, что позволяет приемнику принимать отраженный сигнал от ровной местности, а вторая антенна с максимумом диаграммы направленности в передней полусфере самолета установлена под углом к строительной оси самолета в пределах 0°<α₂<15°...20°, что не позволяет приемнику принимать отраженный сигнал от ровной местности, т.к. при этом сигнал, излученный антенной под острым углом переотражается под таким же острым углом, но в противоположную сторону от излучателя (фиг.3а).

1) Полет самолета над ровной земной поверхностью

При полете самолета над ровной земной поверхностью устанавливают исходное отсчетное время путем включения таймера 4 командой “пуск”, запуская тем самым работу электронного ключа 3 и генератора тактовых импульсов 8. В начальный момент времени первой антенной 2 двухволнового приемопередатчика радиолокатора 1 принимают отраженный сигнал от ровной земной поверхности и на втором выходе двухволнового приемопередатчика радиолокатора 1 появится сигнал доплеровской частоты, обусловленный путевой скоростью полета самолета, который поступает на вход преобразователя 10, в котором сигнал из вида частоты Доплера преобразуется в сигнальный вид первой скорости сближения - путевой скорости полета самолета, поступающий на второй вход вычислителя, выполняющего операции вычитания сигналов, характеризующих путевую скорость полета самолета и скорость сближения самолета с горной местностью 9.

В начальный момент времени с первого выхода двухволнового приемопередатчика радиолокатора 1 на первый вход электронного ключа 3 поступает сигнал начальной наклонной дальности от самолета до ровной местности R₀, с выхода которого этот сигнал поступает на блок памяти 5, с выхода которого сигнал текущей наклонной дальности от самолета до ровной местности R₀ постоянно поступает на второй вход вычислителя сигнала, характеризующего начальную наклонную дальность от самолета до ровной местности 6, а прохождение дальномерного сигнала ₀ через электронный ключ 3 приводит к его автоматическому отключению и в дальнейшем его работа прекращается. Так как при полете самолета над ровной земной поверхностью второй антенной 2 сигнал не принимается, то на третьем выходе двухволнового приемопередатчика радиолокатора 1 сигнала также не будет, на выходе вычислителя сигнала, характеризующего начальную наклонную дальность от самолета до ровной местности 6 будет сигнал, характеризующий начальную наклонную дальность R₀ от самолета до ровной местности. На выходе вычислителя сигнала производной наклонной дальности во времени 7 появляется сигнал производной дальности R₀ во времени, что характеризует величину второй скорости сближения , поступающий на первый вход вычислителя, выполняющего операции вычитания сигналов, характеризующих путевую скорость полета самолета и скорость сближения самолета с горной местностью 9, на выходе которого не будет сигнала для управления автопилотом или сигнализации экипажу об опасном сближении, т.к. при полете самолета над ровной земной поверхностью этот вычислитель выполняет операцию вычитания значений двух одинаковых скоростей, поступающих соответственно на его первый и второй входы.

2) Полет самолета над горной земной поверхностью

При полете самолета над горной земной поверхностью главный максимум второй антенны двойной антенной системы 2 относительно к горной земной поверхности изменяет свое направление, угол визирования увеличивается и отраженный сигнал от горной местности в каждое i-тое дискретное время, задаваемое генератором тактовых импульсов 8 принимается второй антенной 2, поступая на двухволновый приемопередатчик радиолокатора 1, на третьем выходе которого появляется сигнал текущей дальности от самолета до горной местности r_i, который поступает на первый вход вычислителя сигнала, характеризующего начальную наклонную дальность от самолета до ровной местности 6, в котором рассчитывается разность между наклонной дальностью при горизонтальном полете самолета над ровной местностью R₀ и текущей дальностью r_i полета самолета над горной местностью по формуле

δ_R=R₀-r_i.

С выхода вычислителя сигнала, характеризующего начальную наклонную дальность от самолета до ровной местности 6, сигнал поступает на первый вход вычислителя сигнала производной наклонной дальности во времени 7, на второй вход которого продолжают поступать сигналы генератора тактовых импульсов 8, а на выходе вычислителя сигнала производной наклонной дальности во времени 7 появляется сигнал оценки второй скорости сближения самолета с горной местностью по формуле

поступающий на первый вход вычислителя, выполняющий операции вычитания сигналов, характеризующих путевую скорость полета самолета и скорость сближения самолета с горной местностью 9, на второй вход которого с выхода преобразователя 10 продолжает поступать сигнал первой путевой скорости Vcбл₁.

На выходе вычислителя, выполняющего операции вычитания сигналов, характеризующих путевую скорость полета самолета и скорость сближения самолета с горной местностью 9, появляется сигнал, характеризующий параметр рассогласования скоростей путевой скорости полета самолета Vcбл₁ и скорости сближения самолета с горной местностью Vсбл₂ путем вычитания данных скоростей

ΔV=Vсбл₁-Vсбл₂

и поступающий на блок принятия решений 11, работающий по алгоритму степени ровности (гористости) земной местности:

если ΔV=Vсбл₁ – местность ровная,

если ΔV<Vсбл – местность горная (ситуация полета опасная),

а абсолютное значение величины параметра рассогласования ΔV характеризует крутизну горной поверхности.

С блока принятия решений 11 подается сигнал, например, на автопилот самолета для автоматического управления рулями высоты или на устройство сигнализации экипажу о приближающейся опасной ситуации.

Источники информации

1. Индикатор опасных сближений YG-1054 в публикациях:

1) The с band pulse beacon ranging system. - "Aircraft Engineerring", 1972, v.44, №2.

2) System for collision avoidance througt - avionic observation of intruder danger (AVOID). "Information paper for sevenht ICAO air Navigationconference". Montreal, Canada, 5-29 april, 1972.

2. Perkinson R.E. The case for time-frequency collision avoidance. - “ICAO Bull.”, 1973 v.28, №11.

3. Бычков С.И., Яковлев В.Н., Никитина Л.Н. Определение опасных ситуаций в бортовых системах предотвращений столкновений. - Изв. ЛЭТИ, 1974, вып. 174.

4. Колчинский В.Е., Мандуровский И.А., Константиновский М.И. Автономные доплеровские устройства и системы навигации летательных аппаратов. М.: Сов.радио, 1975, 432с.

5. Ширман Д.Я., Голиков В.Н. Основы теории обнаружения радиолокационных сигналов и измерения их параметров. М.: Сов.радио, 1965, 278с.

6. Бычков С.И., Пахолков Г.А., Яковлев В.Н. Радиотехнические системы предупреждения столкновений самолетов. М.: Сов.радио, 1977.

Формула изобретения

1. Способ предотвращения случайного столкновения самолета с горной местностью, основанный на излучении радиосигналов двухантенным радиолокационным приемопередатчиком, анализе скорости полета самолета по частоте Доплера, отличающийся тем, что при полете самолета над ровной земной поверхностью устанавливают исходное отсчетное время, первую антенну двухантенного радиолокационного приемопередатчика устанавливают относительно передней полусферы строительной оси самолета под углом 90° > α₁ > 45°, принимают отраженный от земной поверхности сигнал и рассчитывают частоту Доплера по формуле

где λ - длина радиоволны;

V - путевая скорость полета самолета;

α₁ - заранее установленное направление главного максимума диаграммы направленности первой антенны двухантенного радиолокационного приемопередатчика к строительной оси самолета в пределах 90° > α₁ > 45,

по частоте Доплера оценивают первую скорость сближения самолета по формуле

вторую антенну двухканального радиолокационного приемопередатчика устанавливают в переднюю полусферу с направлением максимума диаграммы направленности относительно строительной оси самолета под углом в пределах 0° < α₂ < 15°...20°, принимают отраженный сигнал только от горной местности и в каждое i-ое дискретное время оценивают разность δ_R между наклонной дальностью R₀ при полете самолета над ровной местностью и текущей дальностью r_i в каждый i-ый момент времени полета самолета до горной местности по формуле

δ_R = R₀ - r_i

определяют вторую скорость сближения самолета по формуле

рассчитывают параметр рассогласования ΔV первой V_сбл1 и второй скорости V_сбл2 сближения самолета как разность этих скоростей по формуле

принимают решение о состоянии земной местности:

если ΔV = V_cбл1 - местность ровная,

если ΔV < V_сбл1 -местность горная (ситуация полета опасная),

а по абсолютному значению величины параметра рассогласования ΔV характеризуют крутизну гористой поверхности.

2. Устройство для предотвращения случайного столкновения самолета с горной местностью, содержащее двухволновый приемопередатчик радиолокатора, двойную антенную систему и таймер, при этом двухволновый приемопередатчик радиолокатора излучает двойной антенной системой два радиолокационных сигнала, отличающееся тем, что в него введены электронный ключ, блок памяти, вычислитель сигнала, характеризующего начальную наклонную дальность R₀ от самолета до ровной местности, вычислитель сигнала производной наклонной дальности R₀ во времени, генератор тактовых импульсов, вычислитель, выполняющий операции вычитания сигналов, характеризующих путевую скорость полета самолета и скорость сближения самолета с горной местностью, преобразователь, блок принятия решений, первый выход двухволнового приемопередатчика радиолокатора соединен с первым входом электронного ключа, второй вход которого соединен с первым выходом таймера, управляемого командой "пуск", второй выход которого соединен с запускающим входом генератора тактовых импульсов, выход которого соединен со вторым входом вычислителя сигнала производной наклонной дальности R₀ во времени, первый вход которого соединен с выходом вычислителя сигнала, характеризующего начальную наклонную дальность R₀ от самолета до ровной местности, второй вход которого соединен с выходом блока памяти, вход которого соединен с выходом электронного ключа, первый вход вычислителя сигнала, характеризующего начальную наклонную дальность R₀ от самолета до ровной местности, соединен с третьим выходом двухволнового приемопередатчика радиолокатора, второй выход которого соединен с входом преобразователя, выход которого соединен со вторым входом вычислителя, выполняющего операции вычитания сигналов, характеризующих путевую скорость полета самолета и скорость сближения самолета с горной местностью, первый вход которого соединен с выходом вычислителя сигнала производной наклонной дальности R₀ во времени, а с выхода вычислителя, выполняющего операции вычитания сигналов, характеризующих путевую скорость полета самолета и скорость сближения самолета с горной местностью сигнал, соответствующий параметру рассогласования и характеризующий наличие на линии пути полета самолета горной местности, поступает на блок принятия решений о наличии или отсутствии горной местности, с выхода которого выдается сигнал на управление автопилотом или устройство сигнализации экипажу о приближающейся опасной полетной ситуации.

РИСУНКИРисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5