УСТРОЙСТВО И СПОСОБ ЗАЩИТЫ ОТ ПРОНИКНОВЕНИЙ В ОТСЕКИ ШАССИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Настоящее изобретение касается устройства и способа подачи тревоги в случае попадания посторонних объектов в отсеки шасси летательных аппаратов.

Нередко нелегальные мигранты рискуют своей жизнью, прячась в отсеках шасси пассажирских самолетов на международных рейсах.

Нехватка кислорода и критическая температура ниже -40°С на высоте в большинстве случаев делает такое путешествие чрезвычайно опасным и даже смертельным. Как показывает опыт, лишь немногие нелегальные пассажиры смогли выжить при таком перелете.

Как ни парадоксально это может показаться, попасть на самолет при помощи кинематических устройств отсеков шасси не составляет особого труда.

Этот риск еще больше возрастает в аэропортах, где за окружающей местностью ведется слабое наблюдение, что облегчает доступ нелегалов к летательному аппарату.

Как правило, авиационные компании производят проверку отсеков шасси во время осмотра самолета перед взлетом, однако такая проверка не является эффективной по двум причинам:

- на некоторых широкофюзеляжных самолетах отсеки шасси занимают огромное пространство, что затрудняет осмотр из-за наличия множества закоулков, особенно если осмотр производится ночью;

- наконец, как показывает опыт, большинство нелегалов проникают во время фазы взлета, в частности, при установке самолета на линию взлета перед увеличением оборотов двигателей.

Кроме того, в большинстве случаев пассажирские самолеты, совершающие рейсы из стран с большим уровнем нелегальной эмиграции, взлетают ночью, что еще больше затрудняет определения местонахождения желающих совершить нелегальный перелет.

Другая проблема связана с обеспечением безопасности, так как легкость доступа в отсеки самолета перед взлетом и затруднение осмотра могут создавать риски для безопасности полета.

Настоящее изобретение ставит перед собой задачу предложить систему, позволяющую защитить самолет от потенциальных проникновений, не только чтобы спасти жизнь лицам, желающим попасть внутрь отсеков шасси, но также чтобы повысить безопасность летательных аппаратов.

В этой связи объектом настоящего изобретения является устройство защиты от проникновений в отсеки шасси летательного аппарата, отличающееся тем, что содержит, по меньшей мере, один датчик, по меньшей мере, для одного отсека с охватом, по меньшей мере, входной зоны отсека, соединенный с вычислителем, выполненным с возможностью обработки данных, поступающих от датчика, для детектирования проникновения объекта и генерирования информации о наличии проникновения, приспособленной для запуска тревожного сигнала, при этом вычислитель соединен с устройством выдачи информации о фазах полета или о путевой скорости летательного аппарата, при этом устройство содержит средства, выполненные с возможностью изменения статуса детектирования из активного режима в неактивный режим в зависимости от упомянутой информации о фазах полета и/или о путевой скорости.

Кроме того, объектом изобретения является способ детектирования проникновения, по меньшей мере, в один отсек шасси летательного аппарата, содержащий:

- контроль за входной зоной отсека при помощи устройства, содержащего, по меньшей мере, один датчик, соединенный с вычислителем детектирования и подтверждения,

- обработку данных, поступающих от датчика, на уровне вычислителя для выявления признака, характеризующего проникновение в упомянутый отсек,

- запуск тревожного сигнала, когда проникновение детектировано,

- определение диапазонов активации контроля и диапазонов деактивации контроля в зависимости от данных, поступающих, по меньшей мере, от одного вычислителя авионики, выдающего данные, характеризующие фазы полета или путевую скорость летательного аппарата, и

- подтверждение тревожного сигнала, когда данные, характеризующие фазы полета или путевую скорость, определены как совместимые с диапазоном активации контроля.

Другие отличительные признаки и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания не ограничительных примеров выполнения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг.1 - схематичный вид летательного аппарата, оборудованного устройством в соответствии с настоящим изобретением.

Фиг.2 - детальный вид люка шасси летательного аппарата и входной зоны отсека шасси.

Фиг.3 - схематичное представление фаз полета и фаз работы устройства в соответствии с настоящим изобретением.

Фиг.4 - упрощенная схема устройства в соответствии с настоящим изобретением.

Фиг.5А и 5В - блок-схемы примеров интегрирования устройства в соответствии с настоящим изобретением в архитектуру авионики.

Как показано на фиг.1 и 2, устройство защиты от проникновений в отсеки 3 шасси 2 летательного аппарата 1 в соответствии с настоящим изобретением содержит, по меньшей мере, для одного отсека шасси, по меньшей мере, один датчик 4, с охватом, по меньшей мере, входной зоны отсека, соединенный с вычислителем 6, выполненным с возможностью обработки данных, поступающих от датчика 4.

Задачей системы не является осуществление контроля зоны, в данном случае отсеков шасси, а скорее она должна действовать как система антипроникновения.

Предпочтительно устройство защиты, показанное на фиг.1, содержит множество бортовых датчиков 4 внутри отсеков шасси и имеющих зоны детектирования, обращенные наружу отсеков шасси.

На фиг.2 в заштрихованном виде показан пример входной зоны 5 отсека шасси летательного аппарата, причем эта входная зона является зоной особого контроля.

Устройство в соответствии с настоящим изобретением использует бортовые датчики типа инфракрасного датчика, или радара, или лазера, или типа «умной» видеосистемы с применением детектирования движения, или комбинации нескольких технологий, в частности комбинацию датчика-радара и инфракрасного датчика, чтобы, как показано на фиг.4, выдавать данные, приспособленные для детектирования проникновения объекта 7 и генерирования информации о наличии или отсутствии проникновения, приспособленной для запуска тревожного сигнала 8.

В случае инфракрасных датчиков их можно располагать таким образом, чтобы контролировать внутреннее пространство отсека шасси.

В случае датчиков типа датчика-радара датчики, расположенные внутри отсека, имеют зону охвата, направленную в сторону отверстия отсека, и их дальность детектирования можно легко ограничить внутренней зоной отсека шасси, особенно в случаях, когда эти датчики оборудованы электроникой детектирования, которая подавляет отраженные сигналы, соответствующие присутствию движущихся лиц или предметов на расстоянии от входа отсека шасси.

Эта радарная технология является наиболее приспособленной, так как она позволяет ограничивать дальность детектирования внутренней зоной отсека шасси и избежать, таким образом, несвоевременных тревожных сигналов.

Согласно принципу изобретения датчик или датчики 4 выдают в вычислитель 6 данные, характеризующие присутствие или отсутствие движущегося элемента на уровне входа в отсек шасси, вычислитель обрабатывает эти данные для подтверждения, что детектированный объект соответствует проникновению, и в зависимости от подтверждения окружающих условий, таких как путевая скорость или фазы полета аппарата, вычислитель запускает или нет тревожный сигнал 8 в соответствии с тем, что он определяет являются ли окружающие условия такими, чтобы детектирование можно было считать подтвержденным или нет.

В рамках изобретения датчик 4 может быть простым датчиком, который непрерывно посылает данные типа аналоговых, такие как измерение температуры в случае инфракрасного датчика, видео кадра в случае видео датчика, при этом вычислитель содержит средства обработки, выполненные с возможностью детектировать и дифференцировать проникновение от нормального измерения.

Датчик 4 может быть также датчиком, оборудованным электроникой детектирования и формирования таким образом, чтобы датчик направлял в вычислитель данные, характеризующие проникновение, когда детектирован подтвержденный объект.

В этом последнем случае датчики могут посылать данные типа информационного кадра и могут быть параллельно соединены с коммуникационной шиной типа информационной шины, что облегчает подсоединение устройства проводами и позволяет даже соединять датчики 4 и вычислитель 6 через уже существующую на летательном аппарате коммуникационную шину.

Устройство защиты в соответствии с настоящим изобретением выполнено таким образом, что вычислитель 6 соединен с устройством 9 выдачи информации о фазах полета летательного аппарата.

Далее со ссылками на фиг.5А и 5В следует описание двух вариантов выполнения изобретения в зависимости от того, соединен вычислитель 6 с централизованным устройством или нет.

На фиг.5А показан пример выполнения, при котором устройство выдачи информации содержит централизованное сигнальное устройство 13 управления тревожными сигналами на борту летательного аппарата, осуществляющее управление приоритетами тревожных сигналов и выполненное с возможностью скрывать некоторые типы тревожных сигналов во время критических фаз, таких как взлет и посадка летательного аппарата, и с которым соединен вычислитель 6.

На фиг.5В показан вариант выполнения, при котором устройство в соответствии с настоящим изобретением содержит свои собственные средства визуального отображения, при этом устройство 9 выдачи информации является панелью в кабине экипажа, на которой группируется вся информация тревожных сигналов.

Как показано на фиг.5А, устройство в соответствии с настоящим изобретением соединено на входе с несколькими приборами.

С одной стороны, оно соединено с вычислителями 14 (ADIRU: Air Data Inertial Reference Unit согласно англо-саксонской терминологии), которые являются бортовыми вычислителями, выдающими большое количество базовых данных в авионику, в частности данные о путевой скорости самолета (Ground speed).

ADIRU 1 и 2 посылают данные о путевой скорости в вычислитель 6. Эта путевая скорость позволяет изменить статус детектирования устройства на неактивный режим или на активный режим. ADIRU 1 используют в качестве первичного источника, ADIRU 2 используют в аварийном режиме в случае выхода из строя ADIRU 1.

Вычислитель 6 в соответствии с настоящим изобретением содержит свои собственные внутренние часы и, кроме того, соединен с бортовым часовым генератором CLOCK 10, выдающим время GMT, позволяющее синхронизировать внутренние часы устройства в соответствии с настоящим изобретением.

Вычислитель 6 содержит системный блок 17 (BITE: Built In test Equipment) автоматического тестирования, отвечающий нормам авионики и интегрированный в вычислители авионики, выполненный с возможностью передачи сообщения об ошибке (FAULT) в случае неисправности упомянутого вычислителя для включения индикатора ошибки 18 на уровне кабины экипажа.

Этот блок осуществляет этапы автоматического тестирования устройства и обеспечивает визуальное отображение в случае детектирования неисправностей.

На выходе вычислитель 6 соединен с централизованным прибором управления тревожными сигналами самолета (FWS: Flight Warning System), являющимся частью бортовой системы управления тревожными сигналами (ECAM: Electronic Centralised Aircraft Monitoring), содержащий экран 9 контроля тревожных сигналов (EWD: ECAM Warning Display).

Устройство в соответствии с настоящим изобретением должно информировать пилотов или обслуживающий персонал в случае проникновения в ночное время.

Как показано в примере на фиг.5А, эта информация ретранслируется централизованной системой 13, называемой FWS.

Эта система управляет всеми тревожными сигналами, генерируемыми на борту, и осуществляет также управление приоритетами, чтобы избежать наложения тревожных сигналов. Например, тревожный сигнал об уровне масла никогда не поступит с наложением на сигнал о возгорании двигателя, который является намного более критичным.

Кроме этого управления уровнем критичности, FWS скрывает некоторые тревожные сигналы во время критических фаз, таких как взлет и посадка.

Все пассажирские самолеты оборудованы этой централизованной сигнальной системой. Вместе с тем, стандарты FWS могут отличаться в зависимости от типов самолета. Например, для прямого подключения новой системы к FWS необходимо, чтобы FWS была оборудована соответствующим стандартом для распознавания этой новой системы.

В случае, показанном на фиг.5, FWS оборудована соответствующим стандартом, и в этом случае к ней можно подключить устройство в соответствии с настоящим изобретением.

Вычислитель 6 устройства в соответствии с настоящим изобретением направляет в FWS следующую информацию:

- тревожный сигнал или тревожные сигналы;

- местонахождение тревоги (центральное шасси, левое боковое шасси, переднее шасси и т.д.);

- свои сообщения о неисправностях.

В случае детектирования неисправности вычислитель 6 включает также индикатор FAULT в кабине экипажа.

Как показано на фиг.5А, устройство дополнительно содержит двухпозиционную кнопку включения/выключения 11, находящуюся в кабине экипажа и соединенную с вычислителем 6.

Эта кнопка позволяет полностью отключить систему в случае серьезной неисправности или когда оператор не хочет использовать систему (например, в случае технического обслуживания).

Наконец, устройство дополнительно содержит однопозиционную кнопку 12, находящуюся в кабине экипажа и соединенную с вычислителем 6 для выключения или обнуления тревожного сигнала.

Устройство в соответствии с настоящим изобретением предпочтительно оборудовано собственным подзаряжаемым источником энергии 16. Этим источником может быть батарея, суперконденсатор или другое аналогичное устройство. Этот собственный источник энергии подзаряжается от электрического генератора 19 самолета (например, 115 В переменного тока).

В случае, показанном на фиг.5В, FWS не имеет соответствующего стандарта, и тревожный сигнал, выдаваемый устройством в соответствии с настоящим изобретением, генерирует не централизованное средство.

Поэтому устройство в соответствии с настоящим изобретением предпочтительно имеет две архитектуры, первая из которых интегрирована с подключением к FWS, а вторая работает в автономном режиме со генерированием специального тревожного сигнала без участия FWS.

Чтобы компенсировать отсутствие подключения к FWS, которая, как было указано выше, управляет определенным числом приоритетов, необходимо добавить специальное подключение, которое позволяет убедиться, что система отключена во время фаз взлета (даже в случае неисправности ADIRU) и что во время критической фазы не происходит наложение тревожного сигнала.

Для этого на входе добавляют дополнительное соединение с одним из вычислителей 15 управления тревожными сообщениями и параметрами полета системы авионики, называемыми FWC (Flight Warning Computer), которые выдают, в частности, информацию о фазах полета самолета.

Такое соединение не требует никакого специального стандарта, так как в данном случае просто ставится задача получения информации, а именно информации о фазах полета.

FWC 1 выдает данные, характеризующие фазы полета, и эти данные принимает и обрабатывает вычислитель устройства в соответствии с настоящим изобретением таким образом, чтобы изменять статус детектирования устройства из неактивного режима в активный режим в зависимости от фаз полета.

Кроме того, устройство подключено к ADIRU 1 и 2, используемым в качестве защиты FWC1 (например, в случае неисправности FWC1 во время полета).

Как и в случае устройства, показанного на фиг.5А, устройство, показанное на фиг.5В, содержит двухпозиционную кнопку отключения (кнопка OFF), находящуюся в кабине экипажа, которая позволяет полностью отключить систему.

Оно содержит также однопозиционную кнопку, находящуюся в кабине экипажа и позволяющую отключать и обнулять тревожный сигнал, а также отключать световой индикатор в кабине экипажа и аудиосигнал 20.

В случае, представленном на фиг.5В, устройство содержит специальный световой индикатор 21 (INTRUD Light - индикатор ПРОНИК), который загорается в случае детектирования проникновения, и при помощи специального динамика, находящегося в кабине экипажа, генерирует звуковой тревожный сигнал 20 (например, синтезированный голос) в случае проникновения.

Наконец, оно содержит индикатор FAULT 18 в кабине экипажа, который загорается в случае неисправности.

Таким образом, как в одном случае, так и в другом устройством содержит средства, выполненные с возможностью изменения своего статуса детектирования из активного режима в неактивный режим в зависимости от информации о фазах полета на основании данных, выдаваемых вычислителями ADIRU или FWC.

В частности, в случае автономной работы, показанном на фиг.5В, сам вычислитель 6 содержит средства учета информации о фазе полета, выполненные с возможностью активации детектирования, когда летательный аппарат находится на земле, деактивации детектирования во время фазы взлета начиная c заданной первой путевой скорости и повторной активации детектирования во время посадки при второй путевой скорости, тогда как в случае, показанном на фиг.5А, средства учета информации могут находиться в FWS с заданными значениями скорости специальными для устройства в соответствии с настоящим изобретением.

На фиг.3 показан пример состояний устройства во время фаз полета самолета.

Во время фазы «а» после подачи напряжения в систему (AC power ON - Питание ЛА ВКЛ) устройство является активным до тех пор, пока самолет не рулит со скоростью, например, 20-50 узлов и предпочтительно порядка 40 узлов.

Начиная с этой скорости, система переходит в неактивное состояние во время всей фазы полета «b», пока самолет не приземлится и не снизит свою скорость до скорости порядка 90-60 узлов, например, примерно 80 узлов.

В фазе «с» система опять становится активной во время всей фазы руления, начиная от перехода скорости к значению ниже 80 узлов, во время фазы нахождения на стоянке для дозаправки топливом, высадки и посадки пассажиров и до нового взлета и достижения скорости в 40 узлов.

В фазе «d» полета систему опять деактивируют и по возвращению на землю в фазе «е» при скорости, меньшей 80 узлов, и до выключения электрического питания (AC power OFF - питание ЛА ВЫКЛ) систему приводят в действие.

Как было указано выше, предпочтительно датчики 4 и вычислитель 6 соединены между собой через шину авионики летательного аппарата и, в частности, через шину, отвечающую стандарту ARINC 429, при этом летательный аппарат содержит несколько датчиков 4 и, по меньшей мере, один вычислитель 6, соединенные через шину авионики.

Таким образом, описанный выше способ детектирования проникновения, по меньшей мере, в один отсек 3 шасси 2 летательного аппарата 1 при помощи описанного выше устройства содержит контроль входной зоны отсека при помощи устройства, содержащего, по меньшей мере, один датчик, соединенный с вычислителем детектирования и подтверждения, обработку данных, поступающих от датчика, на уровне вычислителя для выявления признака, свидетельствующего о проникновении в упомянутый отсек, определение диапазонов контроля и диапазонов деактивации в зависимости от данных, поступающих, по меньшей мере, от одного вычислителя авионики, выдающего данные, характеризующие фазы полета или путевую скорость летательного аппарата, запуск тревожного сигнала, когда проникновение детектировано и данные, характеризующие фазы полета или путевую скорость, определены как совместимые с диапазоном контроля.

В рассмотренном выше случае, когда устройство является автономным, определение диапазонов активации контроля и деактивации контроля осуществляют на уровне вычислителя детектирования и подтверждения.

В случае, когда вычислитель устройства сопряжен с вычислителем перегруппировки тревожных сигналов, типа LWS, управляющим тревожными сигналами и приоритетами, вычислитель детектирования и подтверждения передает данные детектирования проникновения на вычислитель перегруппировки тревожных сигналов, и осуществляют определение диапазонов активации контроля и деактивации контроля и подтверждают или нет тревожные сигналы, генерируемые вычислителем устройства, на уровне вычислителя перегруппировки тревожных сигналов.

В технической авиационной терминологии устройство в соответствии с настоящим изобретением будет называться LGWSS от Landing Gear Well Surveillance System в англо-саксонской терминологии.

Настоящее изобретение не ограничивается представленными примерами, и, в частности, устройство, приспособленное для отсеков шасси, которые остаются открытыми во время всех фаз, когда самолет находится на земле, можно дополнить датчиками детектирования проникновений в другие отсеки летательного аппарата, не выходя за рамки изобретения.