[go: up one dir, main page]

RU2694954C2 - Method for elimination of special situation at aircraft cabin depressurization - Google Patents

Method for elimination of special situation at aircraft cabin depressurization Download PDF

Info

Publication number
RU2694954C2
RU2694954C2 RU2017144366A RU2017144366A RU2694954C2 RU 2694954 C2 RU2694954 C2 RU 2694954C2 RU 2017144366 A RU2017144366 A RU 2017144366A RU 2017144366 A RU2017144366 A RU 2017144366A RU 2694954 C2 RU2694954 C2 RU 2694954C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
pilot
aircraft
cabin
air pressure
flight
Prior art date
Application number
RU2017144366A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2017144366A3 (en
RU2017144366A (en
Inventor
Сергей Павлович Полуэктов
Александр Александрович Копылов
Максим Владимирович Себелев
Дмитрий Юрьевич Лавров
Original Assignee
Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации filed Critical Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации
Priority to RU2017144366A priority Critical patent/RU2694954C2/en
Publication of RU2017144366A3 publication Critical patent/RU2017144366A3/ru
Publication of RU2017144366A publication Critical patent/RU2017144366A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2694954C2 publication Critical patent/RU2694954C2/en

Links

Images

Classifications

    • A—HUMAN NECESSITIES
    • A61—MEDICAL OR VETERINARY SCIENCE; HYGIENE
    • A61B—DIAGNOSIS; SURGERY; IDENTIFICATION
    • A61B5/00—Measuring for diagnostic purposes; Identification of persons
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/02—Initiating means
    • B64C13/16—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D25/00—Emergency apparatus or devices, not otherwise provided for
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Medical Informatics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Business, Economics & Management (AREA)
  • Emergency Management (AREA)
  • Biophysics (AREA)
  • Pathology (AREA)
  • Biomedical Technology (AREA)
  • Heart & Thoracic Surgery (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Molecular Biology (AREA)
  • Surgery (AREA)
  • Animal Behavior & Ethology (AREA)
  • General Health & Medical Sciences (AREA)
  • Public Health (AREA)
  • Veterinary Medicine (AREA)
  • Emergency Alarm Devices (AREA)

Abstract

FIELD: aviation.SUBSTANCE: invention relates to a method of eliminating a special situation during depressurization of an aircraft cabin. In order to eliminate the special situation, the air pressure variation rate and the absolute pressure in the sealed cabin are measured and the measured values are checked for compliance with a certain condition. If it is carried out, an emergency depressurization signal is generated, conditioning control is switched to maximum air supply mode, pilot's protective helmet light filter is lowered to lower position, when the air pressure variation exceeds a certain value, a signal is generated on occurrence of explosive depressurization, inadequate actions of the pilot are detected, and if detected, the aircraft is reduced to the specified safe value and the aircraft is transferred into the horizontal plane of flight, repeated detection of inadequate actions of pilot, and if they are adequate, then flight is performed in manual mode. If the pilot's actions are inadequate, the aircraft is switched over to automatic flight control in the direction of the selected landing aerodrome for safe withdrawal of the aircraft.EFFECT: higher level of inherent protective properties of ergatic system "crew-aircraft".1 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к области автоматического управления летательным аппаратом и может быть использовано в бортовых системах обеспечения безопасности полета для предупреждения внезапной утраты летчиком работоспособного состояния при разгерметизации кабины самолета.The invention relates to the field of automatic control of an aircraft and can be used in on-board flight safety systems to prevent the pilot from suddenly losing an operational state during depressurization of an aircraft cabin.

Известен способ распределения функций управления воздушным судном (см. Патент RU 2606153, С2, МПК G05B 13/00, G06F 17/40; опубл. 27.08.14), при котором определяют интенсивность деятельности пилота, коэффициент интеллекта и его пороговое значение, используемые в формировании сигнала ситуационной осведомленности пилота. По результатам его сравнения с сигналом пороговой величины принимают решение о дееспособности летчика. Недостатком этого способа является его низкая эффективность в критических ситуациях, характеризующихся высоким динамизмом, так как он предполагает накопление, хранение и анализ текущих значений параметров для вычисления количественной оценки степени ситуационной осведомленности пилота за определенный отрезок времени, который может превысить располагаемое время для принятия решения на передачу управления воздушным судном автопилоту.A known method of allocating the functions of controlling the aircraft (see Patent RU 2606153, C2, IPC G05B 13/00, G06F 17/40; publ. 08.27.14), at which determine the intensity of the pilot’s activity, intelligence coefficient and its threshold value used in forming a pilot situational awareness signal. According to the results of its comparison with the threshold signal, a decision is made on the capacity of the pilot. The disadvantage of this method is its low efficiency in critical situations characterized by high dynamism, since it involves the accumulation, storage and analysis of the current values of parameters to calculate a quantitative assessment of the pilot's situational awareness for a certain period of time that may exceed the available time for making a transfer decision control aircraft autopilot.

Наиболее близким по технической сущности является способ спасения летчиков и самолета при временной потере работоспособности экипажа (см. Воеводин B.C. Бортовая активная система безопасности полетов ИКСЛ-2 / B.C. Воеводин, Е.Л. Дорофеев, А.В. Капустин, Ю.А. Янышев, М.В. Дворников, В.А. Сухолитко // Мехатроника. - 2000. - №5. - С. 19-21), включающем автоматическое слежение за работоспособностью летчика в полете, выключение летчика из контура управления самолетом при выявлении неадекватных действий летчика, свидетельствующих о потере им работоспособности, снижение с больших высот для устранения явлений гипоксии с последующим переводом самолета в режим горизонтального полета, выдачу команды на аварийную подачу в тракт дыхания 100-процентного кислорода для ускоренного восстановления функционального состояния летчика, выдачу тревожного сообщения на командный пункт через бортовую радиостанцию, выдачу речевого предупреждения летчику о разгерметизации кабины, передачу летчику функций управления самолетом после восстановления его работоспособности. Недостатком этого способа является слабая защита летчика от вредного воздействия опасных факторов высотного полета в условиях разгерметизации кабины самолета, особенно в начальный период развития особой ситуации, обусловленная его направленностью на восстановление работоспособности летчика лишь после утраты им дееспособного состояния.The closest in technical essence is the method of rescuing pilots and aircraft with temporary loss of crew working capacity (see Voevodin VS Onboard active flight safety system IKSL-2 / VS Voevodin, EL Dorofeev, AV Kapustin, Yu.A. Yanyshev , M.V. Dvornikov, V.A. Sukholitko // Mechatronic. - 2000. No. 5. - P. 19-21), including automatic tracking of the efficiency of the pilot in flight, turning off the pilot from the control circuit of the aircraft in identifying inappropriate actions pilot, testifying to the loss of their performance, with lowering from high altitudes to eliminate hypoxia and then transfer the aircraft to horizontal flight mode, issue an emergency supply command to the respiration tract of 100% oxygen to accelerate the pilot’s functional state, issue an alarm message to the command center via the on-board radio station, issue a speech warning to the pilot about depressurization of the cockpit, the transfer to the pilot of the functions of control of the aircraft after the restoration of its performance. The disadvantage of this method is the weak protection of the pilot from the harmful effects of dangerous factors of high-altitude flight in conditions of depressurization of the cockpit, especially in the initial period of development of a special situation, due to its focus on restoring the pilot to work only after losing a functional state.

Техническим результатом изобретения является повышение уровня собственных защитных свойств эргатической системы «экипаж - летательный аппарат», выраженное в упреждении внезапной утраты летчиком работоспособного состояния в момент разгерметизации путем дополнительного измерения скорости изменения давления воздуха в герметической кабине, позволяющего выполнить определенный комплекс действий, исключающих потерю летчиком работоспособности на начальном этапе развития особой ситуации. Предлагаемый комплекс действий заключается в защите лица летчика от скоростного напора, осколков остекления фонаря и средств поражения противника путем автоматического опускания светофильтра защитного шлема в нижнее положение, в наличии процедуры перевода управления кондиционированием воздуха в режим максимальной подачи воздуха при аварийной разгерметизации с целью предупреждения резкого снижения абсолютного давления воздуха в герметической кабине и приближении его к заданному значению, в наличии процедуры автоматического снижения самолета на заданную безопасную высоту при взрывной разгерметизации с целью уменьшения времени воздействия низкого атмосферного давления на организм летчика и предупреждения утраты им работоспособного состояния из-за развития гипоксии, а также в наличии процедуры автоматического определения располагаемой дальности и времени полета в зависимости от остатка топлива с последующим автоматическим полетом на выбранный аэродром с целью спасения летчика и предотвращения утраты воздушного судна.The technical result of the invention is to increase the level of the intrinsic protective properties of the crew-aircraft ergatic system, expressed in anticipation of the pilot’s sudden loss of working condition at the time of depressurization by additionally measuring the rate of change of air pressure in a sealed cabin, allowing a certain set of actions to be taken to prevent the pilot from losing his health at the initial stage of development of a special situation. The proposed set of actions consists in protecting the pilot's face from velocity head, fragments of the glass of the flashlight and means of defeating the enemy by automatically lowering the protective helmet's light filter to the lower position, and there is a procedure for converting air conditioning control to maximum air supply during emergency depressurization in order to prevent a sharp decrease in absolute air pressure in the pressurized cabin and approaching it to a predetermined value, in the presence of an automatic reduction procedure of an aircraft at a given safe altitude during explosive depressurization in order to reduce the time of low atmospheric pressure on the pilot’s body and prevent them from losing their working condition due to hypoxia, and also to have a procedure for automatically determining the available range and time of flight depending on the remaining fuel subsequent automatic flight to the selected aerodrome in order to save the pilot and prevent the loss of the aircraft.

Указанный результат достигается тем, что в способе спасения летчика и самолета при разгерметизации кабины в высотном полете, включающем выявление неадекватных действий летчика, выдачу команды на аварийную подачу в тракт дыхания летчика 100-процентного кислорода, выдачу тревожного сообщения на командный пункт, выдачу речевого предупреждения летчику о разгерметизации кабины, передачу летчику функций управления самолетом после восстановления его работоспособности, согласно изобретению дополнительно измеряют скорость изменения давления воздуха и абсолютное давление воздуха в герметической кабине, проверяют соответствие скорости изменения давления воздуха в герметической кабине условию

Figure 00000001
, где
Figure 00000002
- скорость изменения давления воздуха в герметической кабине,
Figure 00000003
,
Figure 00000004
- заданные значения скорости изменения давления воздуха в герметической кабине, и если оно выполняется, то формируют сигнал об аварийной разгерметизации, переводят управление кондиционированием воздуха в режим максимальной подачи воздуха в герметическую кабину, опускают светофильтр защитного шлема летчика в нижнее положение, а если скорость изменения давления воздуха в герметической кабине выше
Figure 00000005
, то формируют сигнал о возникновении взрывной разгерметизации кабины, опускают светофильтр защитного шлема летчика в нижнее положение, проверяют соответствие абсолютного давления воздуха в герметической кабине условию Ргк≥Ргк1, где Ргк1 - заданное значение абсолютного давления воздуха в атмосфере на высоте, соответствующей нижней границе диапазона высот для высотных полетов, при его выполнении выявляют неадекватные действия летчика, в противном случае осуществляют снижение самолета на заданную безопасную высоту, контролируют величину абсолютного давления воздуха в герметической кабине и при его достижении величины Ргк2, соответствующей безопасной высоте полета, переводят самолет в горизонтальную плоскость полета и выявляют неадекватные действия летчика, если действия летчика адекватны, то выполняют полет в ручном режиме, в противном случае определяют располагаемые дальность и время полета в зависимости от остатка топлива, выбирают аэродром посадки, вырабатывают управляющую информацию, обеспечивающую безопасный вывод самолета по пространственно-временной траектории на выбранный аэродром посадки, вводят ее в автоматический контур управления самолетом и переводят летательный аппарат на автоматическое управление полетом.This result is achieved by the fact that in the method of rescuing the pilot and the aircraft during cabin depressurization in high-altitude flight, including identifying inappropriate actions of the pilot, issuing commands for the emergency flow of 100 percent oxygen to the pilot’s breathing path, issuing an alarm message to the command center, issuing a warning message to the pilot The depressurization of the cockpit, the transfer to the pilot of aircraft control functions after the restoration of its working capacity, according to the invention, additionally measure the rate of pressure change i air and the absolute air pressure in the hermetic cabin, check the compliance of the rate of change of air pressure in the hermetic cabin to the condition
Figure 00000001
where
Figure 00000002
- the rate of change of air pressure in a hermetic cabin,
Figure 00000003
,
Figure 00000004
- set values of the rate of change of air pressure in the hermetic cabin, and if it is done, they form a signal of emergency depressurization, transfer the control of air conditioning to the maximum air supply mode in the hermetic cabin, lower the filter of the pilot’s helmet to the lower position, and if the rate of pressure change air in a hermetic cabin above
Figure 00000005
then they form a signal of the occurrence of explosive depressurization of the cabin, lower the filter of the pilot’s helmet to the lower position, check that the absolute air pressure in the hermetic cabin corresponds to the condition Р гк ≥Р гк1 , where Р гк1 is the specified value of the absolute air pressure in the atmosphere at the height corresponding to the lower the altitude range for high-altitude flights, when it is performed, inadequate actions of the pilot are detected, otherwise the aircraft will be lowered to a given safe altitude, controlled by the absolute pressure of the air in the hermetic cabin and when it reaches the value of Р гк2 , corresponding to the safe flight altitude, transfer the aircraft to the horizontal plane of flight and reveal inadequate actions of the pilot, if the actions of the pilot are adequate, then perform the flight in manual mode, otherwise determine the available range and flight time, depending on the remaining fuel, choose the landing aerodrome, generate control information to ensure the safe withdrawal of the aircraft along space-time trajectories on the selected landing airfield, enter it into the automatic control circuit of the aircraft and transfer the aircraft to automatic flight control.

Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно измеряют скорость изменения давления воздуха и абсолютное давление воздуха в герметической кабине, проверяют соответствие скорости изменения давления воздуха в герметической кабине условию

Figure 00000006
, где
Figure 00000007
- скорость изменения давления воздуха в герметической кабине,
Figure 00000008
,
Figure 00000009
- заданные значения скорости изменения давления воздуха в герметической кабине, и если оно выполняется, то формируют сигнал об аварийной разгерметизации, переводят управление кондиционированием воздуха в режим максимальной подачи воздуха в герметическую кабину, опускают светофильтр защитного шлема летчика в нижнее положение, а если скорость изменения давления воздуха в герметической кабине выше
Figure 00000010
, то формируют сигнал о возникновении взрывной разгерметизации кабины, опускают светофильтр защитного шлема летчика в нижнее положение, проверяют соответствие абсолютного давления воздуха в герметической кабине условию Ргк≥Ргк1, где Ргк1 - заданное значение абсолютного давления воздуха в атмосфере на высоте, соответствующей нижней границе диапазона высот для высотных полетов, при его выполнении выявляют неадекватные действия летчика, в противном случае осуществляют снижение самолета на заданную безопасную высоту, контролируют величину абсолютного давления воздуха в герметической кабине и при его достижении величины Ргк2, соответствующей безопасной высоте полета, переводят самолет в горизонтальную плоскость полета и выявляют неадекватные действия летчика, если действия летчика адекватны, то выполняют полет в ручном режиме, в противном случае определяют располагаемые дальность и время полета в зависимости от остатка топлива, выбирают аэродром посадки, вырабатывают управляющую информацию, обеспечивающую безопасный вывод самолета по пространственно-временной траектории на выбранный аэродром посадки, вводят ее в автоматический контур управления самолетом и переводят летательный аппарат на автоматическое управление полетом. Этим достигается повышение уровня собственных защитных свойств эргатической системы «экипаж - летательный аппарат».The essence of the invention lies in the fact that they additionally measure the rate of change of air pressure and the absolute pressure of air in a pressurized cabin, check the compliance of the rate of change of air pressure in a pressurized cabin with the condition
Figure 00000006
where
Figure 00000007
- the rate of change of air pressure in a hermetic cabin,
Figure 00000008
,
Figure 00000009
- set values of the rate of change of air pressure in the hermetic cabin, and if it is done, they form a signal of emergency depressurization, transfer the control of air conditioning to the maximum air supply mode in the hermetic cabin, lower the filter of the pilot’s helmet to the lower position, and if the rate of pressure change air in a hermetic cabin above
Figure 00000010
then they form a signal of the occurrence of explosive depressurization of the cabin, lower the filter of the pilot’s helmet to the lower position, check that the absolute air pressure in the hermetic cabin corresponds to the condition Р гк ≥Р гк1 , where Р гк1 is the specified value of the absolute air pressure in the atmosphere at the height corresponding to the lower the altitude range for high-altitude flights, when it is performed, inadequate actions of the pilot are detected, otherwise the aircraft will be lowered to a given safe altitude, controlled by the absolute pressure of the air in the hermetic cabin and when it reaches the value of Р гк2 , corresponding to the safe flight altitude, transfer the aircraft to the horizontal plane of flight and reveal inadequate actions of the pilot, if the actions of the pilot are adequate, then perform the flight in manual mode, otherwise determine the available range and flight time, depending on the remaining fuel, choose the landing aerodrome, generate control information to ensure the safe withdrawal of the aircraft along space-time trajectories on the selected landing airfield, enter it into the automatic control circuit of the aircraft and transfer the aircraft to automatic flight control. This is achieved by increasing the level of its own protective properties of the ergatic system “crew - aircraft”.

Измерение скорости изменения давления воздуха и абсолютного давления воздуха в герметической кабине необходимо выполнять в блоке измерителей параметров герметической кабины соответствующими датчиками, например датчиками давления генераторного типа (см. Левкович В.И. Информационный комплекс высотно-скоростных параметров ИК-ВСП-2-10: учебное пособие. / Левкович В.И. - Иркутск: ИВВАИУ, 1989. - 44 с.).Measurement of the rate of change of air pressure and absolute air pressure in a hermetic cabin should be performed in a block of gauges of parameters of a hermetic cabin with appropriate sensors, for example, pressure sensors of the generator type (see Levkovich V.I. Information complex of altitude-velocity parameters IR-VSP-2-10: textbook. / Levkovich VI - Irkutsk: IVVAIU, 1989. - 44 p.).

Проверку условия

Figure 00000011
необходимо выполнять в блоке определения разгерметизации кабины путем сравнения текущего значения скорости изменения давления воздуха в герметической кабине с заданными значениями
Figure 00000012
и
Figure 00000013
, которые могут быть определены следующим образом. Например, по физиологическим нормам скорость изменения давления воздуха в кабине не должна превышать при непродолжительных полетах 10 мм рт.ст. / с, а при продолжительных полетах - 2 мм рт.ст./ с (см. Илюшин Ю.С. Системы обеспечения жизнедеятельности и спасения экипажей летательных аппаратов: учебник. - М.: ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 1985). Превышение текущего значения рассматриваемого параметра указанной величины свидетельствует об аварийной разгерметизации кабины (см. ГОСТ 22607-77. Системы кондиционирования воздуха самолетов и вертолетов. Термины и определения. Введ. 1978-07-01. М.: Изд-во стандартов, 1977. 8 с). Поэтому целесообразно определить левую границу проверяемого условия
Figure 00000014
равной 10 мм рт.ст. / с для непродолжительных полетов и 2 мм рт.ст. / с - для продолжительных полетов. Правую границу
Figure 00000015
условия, свидетельствующую о наличии взрывной разгерметизации (см. ГОСТ 22607-77. Системы кондиционирования воздуха самолетов и вертолетов. Термины и определения. Введ. 1978-07-01. М.: Изд-во стандартов, 1977. 8 с), необходимо определить на основании результатов имитационного моделирования и принять равной пятикратному превышению допустимого значения
Figure 00000016
для аварийной разгерметизации. Таким образом, правую границу
Figure 00000017
рассматриваемого условия необходимо установить равной 50 мм рт.ст. / с для непродолжительных полетов и 10 мм рт.ст. / с - для продолжительных полетов.Condition check
Figure 00000011
It is necessary to perform in the cabin depressurization determination unit by comparing the current value of the rate of change of air pressure in the pressurized cabin with the specified values
Figure 00000012
and
Figure 00000013
which can be defined as follows. For example, according to physiological standards, the rate of change of air pressure in the cabin should not exceed 10 mmHg on short flights. / s, and during long flights - 2 mm Hg / s (see Ilyushin Yu.S. Life support systems and rescue crews of aircraft: a textbook. - M .: VVIA them. Prof. NE Zhukovsky, 1985). Exceeding the current value of the parameter in question of the specified value indicates an emergency depressurization of the cabin (see GOST 22607-77. Air-conditioning systems of airplanes and helicopters. Terms and definitions. Introduced. 1978-07-01. M .: Publishing House of Standards, 1977. 8 with). Therefore, it is advisable to determine the left boundary of the condition being checked.
Figure 00000014
equal to 10 mm Hg. / s for short flights and 2 mm Hg. / s - for long flights. Right border
Figure 00000015
conditions indicating the presence of explosive depressurization (see GOST 22607-77. Air-conditioning systems of airplanes and helicopters. Terms and definitions. Introduced. 1978-07-01. M .: Publishing House of Standards, 1977. 8 c), it is necessary to determine based on the results of simulation and take equal to five times the permissible value
Figure 00000016
for emergency depressurization. So the right border
Figure 00000017
The condition under consideration must be set to 50 mmHg. / s for short flights and 10 mm Hg. / s - for long flights.

Проверку условия Ргк≥Ргк1 необходимо выполнять в блоке проверки высотности полета. Величина заданного значения абсолютного давления воздуха в атмосфере Ргк1 на высоте, соответствующей нижней границе диапазона высот для высотных полетов, может быть определена равной 145 мм рт.ст. (см. Илюшин Ю.С. Системы обеспечения жизнедеятельности и спасения экипажей летательных аппаратов: учебник. - М.: ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 1985), что соответствует абсолютной высоте 12 км (см. ГОСТ 4401-81. Атмосфера стандартная. Параметры. Введ. 1982-07-01. М.: Изд-во стандартов, 1981. 180 с).The verification of the condition Р гк ≥Р гк1 must be carried out in the block of the flight altitude check. The magnitude of the set value of the absolute air pressure in the atmosphere Р гк1 at the height corresponding to the lower limit of the range of heights for high-altitude flights can be determined equal to 145 mmHg. (see Ilyushin, Yu.S. Life support and rescue systems for aircraft crews: a textbook. - M .: VVIA named after prof. NE Zhukovsky, 1985), which corresponds to an altitude of 12 km (see GOST 4401-81 Atmosphere standard. Parameters. Introduced 1982-07-01. M .: Publishing House of Standards, 1981. 180 s).

Проверку условия Ргк=Ргк2 необходимо выполнять в блоке проверки безопасной высоты полета. Величина заданного значения абсолютного давления воздуха в атмосфере Ргк2 на безопасной для человеческого организма высоте может быть определена равной 462 мм рт.ст. (см. Илюшин Ю.С. Системы обеспечения жизнедеятельности и спасения экипажей летательных аппаратов: учебник. - М.: ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 1985), что соответствует абсолютной высоте 4 км (см. ГОСТ 4401-81. Атмосфера стандартная. Параметры. Введ. 1982-07-01. М: Изд-во стандартов, 1981. 180 с).The verification of the condition Р гк = Р гк2 must be performed in the safe altitude checking unit. The magnitude of the set value of the absolute air pressure in the atmosphere P h2 at a safe for the human body altitude can be determined to be 462 mm Hg. (see Ilyushin, Yu.S. Life support and rescue systems for aircraft crews: a textbook. - M .: VVIA named after prof. NE Zhukovsky, 1985), which corresponds to an absolute height of 4 km (see GOST 4401-81 Atmosphere standard. Parameters. Introduced 1982-07-01. M: Publishing House of Standards, 1981. 180 s).

Способ устранения особой ситуации при разгерметизации кабины самолета может быть представлен в виде алгоритма, блок-схема которого представлена на фигуре, где обозначено: 1 - начало; 2 - блок исходных данных; 3 - блок измерителей параметров физиологического состояния; 4 - блок измерителей параметров герметической кабины; 5 - блок выявления неадекватных действий летчика; 6 - блок определения разгерметизации кабины; 7 - блок формирования сигнала аварийной разгерметизации; 8 - блок формирования сигнала взрывной разгерметизации; 9 - блок формирования сигнала увеличения массовой подачи воздуха в герметическую кабину; 10 - блок формирования сигнала опускания светофильтра защитного шлема летчика; 11 - блок формирования сигнала аварийной подачи 100-процентного кислорода; 12 - блок отправки сообщения руководителю полетов о разгерметизации кабины; 13 - блок формирования сигнала автоматического снижения самолета на безопасную высоту; 14 - блок формирования сигнала перевода самолета в горизонтальную плоскость; 15 - блок формирования сигнала ручного режима управления самолетом; 16 - блок определения располагаемых дальности и времени полета; 17 - блок выбора аэродрома посадки; 18 - блок выработки управляющей информации; 19 - блок ввода управляющей информации в автоматический контур управления самолетом; 20 - блок формирования сигнала автоматического режима управления полетом самолета; 21 - блок проверки условия

Figure 00000018
; 22 - блок проверки условия Ргк≥Ргк1; 23 - блок проверки условия Ргк=Ргк2; 24 - блок проверки условия адекватности действий летчика; А - результат проверки условия
Figure 00000019
, при котором скорость изменения давления воздуха в кабине не превышает левую границу условия, то есть
Figure 00000020
; Б - результат проверки условия
Figure 00000021
, при котором скорость изменения давления воздуха в кабине превышает правую границу условия, то есть
Figure 00000022
.The way to eliminate a special situation during depressurization of the cockpit of an aircraft can be represented as an algorithm, the block diagram of which is shown in the figure, where it is indicated: 1 - the beginning; 2 - source data block; 3 - block of measuring parameters of the physiological state; 4 - block of measuring parameters of the hermetic cabin; 5 - unit for detecting inappropriate actions of the pilot; 6 - unit for determining the depressurization of the cabin; 7 - emergency depressurization signal generation unit; 8 is a block generating a signal of explosive depressurization; 9 - unit for generating a signal for increasing the mass air supply to the hermetic cabin; 10 is a unit for generating a signal for lowering the filter of the pilot's helmet; 11 - unit generating the emergency supply signal of 100% oxygen; 12 - unit for sending a message to the flight director about cabin depressurization; 13 is a signal generating unit for automatically lowering the aircraft to a safe height; 14 is a unit for generating a signal to transfer the aircraft to the horizontal plane; 15 is a unit for generating a signal of the manual control mode of the aircraft; 16 is a block for determining the available range and time of flight; 17 - landing aerodrome selection unit; 18 is a control information generation unit; 19 - control information input unit in the automatic control circuit of the aircraft; 20 —the signal generating unit of the automatic flight control mode of the aircraft; 21 - condition checker
Figure 00000018
; 22 - checking the condition of the block P rk ≥R gk1; 23 - unit for checking the condition of P = P rg gk2; 24 - unit for checking the condition of the adequacy of the actions of the pilot; A - the result of the condition check
Figure 00000019
at which the rate of change of air pressure in the cabin does not exceed the left limit of the condition, i.e.
Figure 00000020
; B - the result of checking the conditions
Figure 00000021
at which the rate of change of air pressure in the cabin exceeds the right boundary of the condition, that is,
Figure 00000022
.

Блок определения разгерметизации кабины 6 предназначен для определения аварийной либо взрывной разгерметизации (см. ГОСТ 22607-77. Системы кондиционирования воздуха самолетов и вертолетов. Термины и определения. Введ. 1978-07-01. М.: Изд-во стандартов, 1977. 8 с). Определение вида разгерметизации осуществляется по условию соответствия скорости изменения давления воздуха в кабине по времени

Figure 00000023
, где
Figure 00000024
- скорость изменения давления воздуха в герметической кабине,
Figure 00000025
,
Figure 00000026
- заданные значения скорости изменения давления воздуха в герметической кабине.The block for determining the depressurization of the cabin 6 is designed to determine emergency or explosive depressurization (see GOST 22607-77. Air-conditioning systems of airplanes and helicopters. Terms and definitions. Introduced. 1978-07-01. M .: Publishing House of Standards, 1977. 8 with). Determination of the type of depressurization is carried out according to the condition of compliance with the rate of change of air pressure in the cabin over time
Figure 00000023
where
Figure 00000024
- the rate of change of air pressure in a hermetic cabin,
Figure 00000025
,
Figure 00000026
- set values of the rate of change of air pressure in a hermetic cabin.

Блок формирования сигнала увеличения массовой подачи воздуха в герметическую кабину 9 предназначен для перевода управления кондиционированием воздуха в режим максимальной подачи воздуха в герметическую кабину для приведения абсолютного давления воздуха в герметической кабине к заданному значению в соответствии с программой регулирования давления воздуха в герметической кабине (см. Илюшин Ю.С. Системы обеспечения жизнедеятельности и спасения экипажей летательных аппаратов: учебник. - М.: ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 1985. - 244 с.).The signal generation unit for increasing the mass air supply to the hermetic cabin 9 is designed to switch the air conditioning control to the maximum air supply mode to the hermetic cabin to bring the absolute air pressure in the hermetic cabin to a predetermined value in accordance with the air pressure control program in the hermetic cabin (see Ilushin YS Life support systems and crew rescue aircraft: a textbook. - M .: VVIA named after professor NE Zhukovsky, 1985. - 244 p.).

Блок формирования сигнала опускания светофильтра защитного шлема летчика 10 предназначен для подачи сигнала в штатное пиротехническое устройство защитного шлема для установки светофильтра защитного шлема летчика в нижнее положение с целью защиты лица летчика от скоростного напора, осколков остекления фонаря и средств поражения противника.The signal conditioning unit for lowering the filter of the pilot’s helmet is designed to send a signal to the standard pyrotechnic device of the helmet to install the pilot’s helmet in the lower position in order to protect the pilot’s face from high-speed headlamps, flashlight glazing and means of defeating the enemy.

Работа представленной блок-схемы алгоритма заключается в следующем. На вход блока исходных данных 2 непрерывно поступает информация об адекватности действий летчика (от блока измерителей параметров физиологического состояния 3), об абсолютном давлении воздуха в герметической кабине и о скорости его изменения (от блока измерителей параметров герметической кабины 4). Из блока исходных данных 2 полученную информацию передают по первому каналу в блок выявления неадекватных действий летчика 5 и по второму каналу - в блок определения разгерметизации кабины 6. На основании поступивших в блок определения разгерметизации кабины 6 данных о скорости изменения давления воздуха в герметической кабине в блоке 21 выполняют проверку условия

Figure 00000027
, где
Figure 00000028
- скорость изменения давления воздуха в герметической кабине,
Figure 00000029
,
Figure 00000030
- заданные значения скорости изменения давления воздуха в герметической кабине. Если скорость изменения давления воздуха в кабине не превышает левую границу проверяемого условия
Figure 00000031
(результат А), то в блоке определения разгерметизации кабины 6 продолжают контролировать скорость изменения давления воздуха в герметической кабине. Если условие
Figure 00000032
выполняется (результат «Да»), то в блоке 7 формируют сигнал аварийной разгерметизации, который приводит в действие блок формирования сигнала увеличения массовой подачи воздуха в герметическую кабину 9, блок формирования сигнала опускания светофильтра защитного шлема летчика 10, блок формирования сигнала аварийной подачи 100-процентного кислорода 11 и блок отправки сообщения руководителю полетов о разгерметизации кабины 12. Если скорость изменения давления воздуха в кабине превышает правую границу условия
Figure 00000033
, то есть
Figure 00000034
(результат Б), то в блоке 8 формируют сигнал взрывной разгерметизации, который приводит в действие блок формирования сигнала опускания светофильтра защитного шлема летчика 10, блок формирования сигнала аварийной подачи 100-процентного кислорода 11 и блок отправки сообщения руководителю полетов о разгерметизации кабины 12. Далее в блоке 22 выполняют проверку условия Ргк≥Ргк1, где Ргк1 - заданное значение абсолютного давления воздуха в атмосфере на высоте, соответствующей нижней границе диапазона высот для высотных полетов. Если условие выполняется (результат «Да»), то приступают к проверке условия адекватности действий летчика в блоке 24. Если условие Ргк≥Ргк1 не выполняется (результат «Нет»), то в блоке 13 формируют сигнал автоматического снижения самолета на безопасную высоту для передачи его в штатную систему автоматического управления полетом, осуществляют снижение самолета на заданную безопасную высоту в автоматическом режиме управления и контролируют величину абсолютного давления воздуха в герметической кабине в блоке 23 проверки условия Ргк=Ргк2. При достижении величины абсолютного давления воздуха в герметической кабине значения Ргк2, соответствующего безопасной высоте полета, в блоке 14 формируют сигнал перевода самолета в горизонтальную плоскость и переходят к проверке условия адекватности действий летчика в блоке 24. Если действия летчика адекватны (результат «Да»), то в блоке 15 формируют сигнал ручного режима управления самолетом и дальнейший полет выполняют в ручном режиме управления. Если действия летчика неадекватны (результат «Нет»), то в блоке 16 определяют располагаемые дальность и время полета в зависимости от остатка топлива, в блоке 17 выбирают аэродром посадки, в блоке 18 вырабатывают управляющую информацию для системы автоматического управления полетом, обеспечивающую безопасный вывод самолета по пространственно-временной траектории на выбранный аэродром посадки, в блоке 19 выполняют ввод управляющей информации в автоматический контур управления самолетом, в блоке 20 формируют сигнал автоматического режима управления полетом самолета и дальнейший полет выполняют в автоматическом режиме управления. В случае возвращения летчика в работоспособное состояние он докладывает об этом руководителю полетов через бортовую радиостанцию, отменяет команды автоматического контура и переходит к пилотированию самолета в ручном режиме управления.The work of the presented flowchart of the algorithm is as follows. The input of the initial data unit 2 continuously receives information about the adequacy of the pilot's actions (from the unit measuring parameters of the physiological state 3), the absolute air pressure in the pressurized cabin and the rate of change (from the measuring unit of parameters of the pressurized cabin 4). From the source data block 2, the received information is transmitted via the first channel to the block for detecting inadequate actions of the pilot 5 and through the second channel to the block for determining the depressurization of the cabin 6. Based on data received on the block for determining the depressurization of the cabin 6, the rate of change of air pressure in the pressurized cabin in the block 21 perform condition check
Figure 00000027
where
Figure 00000028
- the rate of change of air pressure in a hermetic cabin,
Figure 00000029
,
Figure 00000030
- set values of the rate of change of air pressure in a hermetic cabin. If the rate of change of air pressure in the cabin does not exceed the left limit of the condition being checked
Figure 00000031
(result A), then in the block for determining the depressurization of the cabin 6 continue to control the rate of change of air pressure in the hermetic cabin. If the condition
Figure 00000032
is performed (the result is "Yes"), then in block 7, an emergency depressurization signal is generated, which actuates the signal generation unit for increasing the mass air supply to the pressurized cabin 9, the signal conditioning unit for lowering the filter light filter of the pilot helmet 10, the emergency signal generation unit 100- oxygen percentage 11 and the unit sending a message to the flight director about cabin depressurization 12. If the rate of change in air pressure in the cabin exceeds the right limit of the condition
Figure 00000033
, i.e
Figure 00000034
(result B), then in block 8, an explosive depressurization signal is generated, which actuates the pilot’s helmet’s lowering filter signal conditioning unit, the 100% oxygen emergency signal-generating unit 11 and the sending unit to send a message to the flight director about cabin depressurization 12. Next in block 22 is performed by the condition P rg ≥R gk1 where R gk1 - predetermined value of absolute air pressure in the atmosphere at a height corresponding to the lower boundary of the range of heights for high-altitude flights. If the condition is fulfilled (the result is “Yes”), then proceed to check the condition of the adequacy of the pilot’s actions in block 24. If the condition Р гк ≥Р гк1 is not met (the result is “No”), then in block 13 a signal of automatic descent of the aircraft to a safe height is generated to transfer it to an established automatic flight control system, is carried reduction plane by a predetermined clearance height in the automatic control mode and controls the magnitude of the absolute air pressure in the airtight cabin at block 23 checks the condition P = P rg gk2 . When the absolute pressure of air in the pressurized cabin is reached, the value Р гк2 corresponding to the safe flight altitude in block 14 forms the signal for transferring the aircraft to the horizontal plane and proceeds to check the condition of adequacy of the pilot’s actions in block 24. If the pilot’s actions are adequate (the result is “Yes”) , then in block 15 a signal is generated for the manual control mode of the aircraft and the further flight is performed in the manual control mode. If the pilot’s actions are inadequate (the result is “No”), then block 16 determines the available range and flight time depending on the remaining fuel, block 17 chooses the landing airfield, block 18 produces control information for the automatic flight control system to ensure safe withdrawal of the aircraft along the space-time trajectory to the selected landing airfield, in block 19, control information is entered into the automatic control circuit of the aircraft; in block 20, an automatic mode signal is generated systematic way aircraft flight and flying further operate in automatic mode. In the event that the pilot returns to a healthy state, he reports this to the flight director through the onboard radio station, cancels the commands of the automatic circuit and proceeds to piloting the aircraft in manual control mode.

Предлагаемое техническое решение является новым, поскольку из общедоступных сведений не известен способ спасения летчика и самолета при разгерметизации кабины в высотном полете путем контроля физиологического состояния летчика, текущих значений параметров герметической кабины и сравнения их с допустимыми, регистрации момента возникновения разгерметизации на борту воздушного судна, принятии решения о субъекте управления, в зависимости от которого дальнейшее управление самолетом выполняет летчик либо функции управления передают системе автоматического управления полетом.The proposed technical solution is new, because the method of rescuing the pilot and the aircraft during depressurization of the cockpit in high-altitude flight by monitoring the physiological state of the pilot, the current values of the parameters of the pressurized cabin and comparing them with acceptable, recording the moment of depressurization on board the aircraft, making decisions on the subject of control, depending on which further control of the aircraft is performed by the pilot or control functions are transferred to automatic flight control.

Предлагаемое техническое решение имеет изобретательский уровень, поскольку из опубликованных научных данных и известных технических решений явным образом не следует, что заявленная последовательность операций приводит к повышению уровня собственных защитных свойств эргатической системы «экипаж - летательный аппарат».The proposed technical solution involves an inventive step, since it is not obvious from published scientific data and well-known technical solutions that the claimed sequence of operations leads to an increase in the level of its own protective properties of the crew-aircraft ergatic system.

Claims (1)

Способ устранения особой ситуации при разгерметизации кабины самолета, включающий выявление неадекватных действий летчика, выдачу команды на аварийную подачу в тракт дыхания летчика 100-процентного кислорода, выдачу тревожного сообщения на командный пункт, выдачу речевого предупреждения летчику о разгерметизации кабины, передачу летчику функций управления самолетом после восстановления его работоспособности, отличающийся тем, что дополнительно измеряют скорость изменения давления воздуха и абсолютное давление воздуха в герметической кабине, проверяют соответствие скорости изменения давления воздуха в герметической кабине условию
Figure 00000035
, где
Figure 00000036
- скорость изменения давления воздуха в герметической кабине,
Figure 00000037
,
Figure 00000038
- заданные значения скорости изменения давления воздуха в герметической кабине, и если оно выполняется, то формируют сигнал об аварийной разгерметизации, переводят управление кондиционированием воздуха в режим максимальной подачи воздуха в герметическую кабину, опускают светофильтр защитного шлема летчика в нижнее положение, а если скорость изменения давления воздуха в герметической кабине выше
Figure 00000039
, то формируют сигнал о возникновении взрывной разгерметизации кабины, опускают светофильтр защитного шлема летчика в нижнее положение, проверяют соответствие абсолютного давления воздуха в герметической кабине условию Ргк≥Ргк1, где Ргк1 - заданное значение абсолютного давления воздуха в атмосфере на высоте, соответствующей нижней границе диапазона высот для высотных полетов, при его выполнении выявляют неадекватные действия летчика, в противном случае осуществляют снижение самолета на заданную безопасную высоту, контролируют величину абсолютного давления воздуха в герметической кабине и при его достижении величины Ргк2, соответствующей безопасной высоте полета, переводят самолет в горизонтальную плоскость полета и выявляют неадекватные действия летчика, если действия летчика адекватны, то выполняют полет в ручном режиме, в противном случае определяют располагаемые дальность и время полета в зависимости от остатка топлива, выбирают аэродром посадки, вырабатывают управляющую информацию, обеспечивающую безопасный вывод самолета по пространственно-временной траектории на выбранный аэродром посадки, вводят ее в автоматический контур управления самолетом и переводят летательный аппарат на автоматическое управление полетом.The way to eliminate the special situation during depressurization of the cockpit, including the identification of inadequate actions of the pilot, issuing commands for emergency supply to the pilot breathing tract of 100% oxygen, issuing an alarm message to the command post, issuing a voice warning to the pilot about depressurization of the cockpit, transferring the functions of controlling the aircraft to the pilot after restoration of its working capacity, characterized in that it additionally measures the rate of change of air pressure and the absolute air pressure in the hermetic oh cabin air pressure is checked by matching the rate of change in cabin hermetic condition
Figure 00000035
where
Figure 00000036
- the rate of change of air pressure in a hermetic cabin,
Figure 00000037
,
Figure 00000038
- set values of the rate of change of air pressure in the hermetic cabin, and if it is done, they form a signal of emergency depressurization, transfer the control of air conditioning to the maximum air supply mode in the hermetic cabin, lower the filter of the pilot’s helmet to the lower position, and if the rate of pressure change air in a hermetic cabin above
Figure 00000039
then they form a signal of the occurrence of explosive depressurization of the cabin, lower the filter of the pilot’s helmet to the lower position, check that the absolute air pressure in the hermetic cabin corresponds to the condition Р гк ≥Р гк1 , where Р гк1 is the specified value of the absolute air pressure in the atmosphere at the height corresponding to the lower the altitude range for high-altitude flights, when it is performed, inadequate actions of the pilot are detected, otherwise the aircraft will be lowered to a given safe altitude, controlled by the absolute pressure of the air in the hermetic cabin and when it reaches the value of Р гк2 , corresponding to the safe flight altitude, transfer the aircraft to the horizontal plane of flight and reveal inadequate actions of the pilot, if the actions of the pilot are adequate, then perform the flight in manual mode, otherwise determine the available range and flight time, depending on the remaining fuel, choose the landing aerodrome, generate control information to ensure the safe withdrawal of the aircraft along space-time trajectories on the selected landing airfield, enter it into the automatic control circuit of the aircraft and transfer the aircraft to automatic flight control.
RU2017144366A 2017-12-18 2017-12-18 Method for elimination of special situation at aircraft cabin depressurization RU2694954C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017144366A RU2694954C2 (en) 2017-12-18 2017-12-18 Method for elimination of special situation at aircraft cabin depressurization

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017144366A RU2694954C2 (en) 2017-12-18 2017-12-18 Method for elimination of special situation at aircraft cabin depressurization

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2017144366A3 RU2017144366A3 (en) 2019-06-18
RU2017144366A RU2017144366A (en) 2019-06-18
RU2694954C2 true RU2694954C2 (en) 2019-07-18

Family

ID=66947217

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017144366A RU2694954C2 (en) 2017-12-18 2017-12-18 Method for elimination of special situation at aircraft cabin depressurization

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2694954C2 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4775116A (en) * 1986-09-02 1988-10-04 Klein David S Control of craft under high-G pilot stress
RU2072948C1 (en) * 1992-12-28 1997-02-10 Акционерное общество открытого типа "Звезда" Method of ascertainment of fact of loss of consciousness of pilot due to g-loads
RU136609U1 (en) * 2013-09-23 2014-01-10 Юрий Александрович Кукушкин DEVICE FOR FORECASTING PILOT PERFORMANCE IN ALTITUDE FLIGHT
US9786189B2 (en) * 2016-01-25 2017-10-10 Sikorsky Aircraft Corp. Aircraft control systems
EP2635941B1 (en) * 2010-11-04 2017-11-08 The Boeing Company Automatic control of an aircraft in the event of flight crew incapacity

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4775116A (en) * 1986-09-02 1988-10-04 Klein David S Control of craft under high-G pilot stress
RU2072948C1 (en) * 1992-12-28 1997-02-10 Акционерное общество открытого типа "Звезда" Method of ascertainment of fact of loss of consciousness of pilot due to g-loads
EP2635941B1 (en) * 2010-11-04 2017-11-08 The Boeing Company Automatic control of an aircraft in the event of flight crew incapacity
RU136609U1 (en) * 2013-09-23 2014-01-10 Юрий Александрович Кукушкин DEVICE FOR FORECASTING PILOT PERFORMANCE IN ALTITUDE FLIGHT
US9786189B2 (en) * 2016-01-25 2017-10-10 Sikorsky Aircraft Corp. Aircraft control systems

Also Published As

Publication number Publication date
RU2017144366A3 (en) 2019-06-18
RU2017144366A (en) 2019-06-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9919712B1 (en) Crew biometrics and aircraft data analysis with real-time and proactive actions
CN101171495B (en) Method and device for assisting aircraft piloting during approach and landing phase
US8761965B2 (en) Automatic control of an aircraft in the event of flight crew incapacity
US8428795B2 (en) Method and system for predicting the possibility of complete stoppage of an aircraft on a landing runway
US4319219A (en) Automatic approach landing and go-around control system for aircraft
EP3196725B1 (en) Method and system for automatic aircraft control in case of pilot incapacity
CN106384543A (en) System and method for cruise monitoring and alerting
US8428793B2 (en) Automatic downlink messaging during emergency flight situations
RU2019100549A (en) METHOD FOR INTELLECTUAL INFORMATION SUPPORT OF THE HELICOPTER CREW ON THE ALTITUDE-SPEED PARAMETERS AND PARAMETERS OF THE AIR ENVIRONMENT OF THE HELICOPTER, AND A DEVICE FOR ITS IMPLEMENTATION
US8295996B2 (en) Method and device for preventing useless alarms generated by an anti-collision system on board an airplane
US20110187561A1 (en) Method And Device For Preventing An Anti-Collision System On Board An Airplane From Emitting Alarms, During An Altitude Capture Maneuver
EP2703282B1 (en) System and method for equalizing an overpressure in the interior of an aircraft cabin
RU2694954C2 (en) Method for elimination of special situation at aircraft cabin depressurization
US7286911B2 (en) Aircraft pilot assistance system and method
CN114240247B (en) A comprehensive alarm level transition method based on risk model
CN115783278A (en) Pilot operation monitoring method based on threshold-feature-result matching
US20240253812A1 (en) Flight management method and device in the event of a challenging context in the event of incapacity of at least one pilot flying
CN118083145A (en) Rescue system of fixed wing aircraft
JP2016210302A (en) Unmanned airplane
CN105361863B (en) Aircraft captain's physiological parameter monitoring system
WO2021072414A2 (en) Cabin pressure sensor (cps) system for pressurized-cabin aircraft and associated methods
US20040094666A1 (en) Aircraft emergency system for cabin depressurization
RU2843834C1 (en) Landing hardness warning method and device
CN120631058A (en) Automatic emergency descent system and method for civil aircraft
CN117508615A (en) System and method for monitoring airborne hydrogen safety of hydrogen energy aircraft and performing emergency treatment

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20191219