Патенты автора Корсун Олег Николаевич (RU)
Изобретение относится к технике определения параметров движения и к области оценки и измерения углового положения летательного аппарата (ЛА) и может быть использовано для восстановления углов атаки и скольжения летательного аппарата при отсутствии таковых. Согласно способу используют земную скорость, измеряемую посредством спутниковой навигационной системы, а также значения углов пространственной ориентации летательного аппарата от навигационной системы. Определяют значение воздушной скорости и идентифицируют три проекции скорости ветра. Находят оценки углов атаки и скольжения, полученные через аэродинамические коэффициенты подъемной и боковой сил, тягу двигателей, а также через перегрузки, измеряемые бортовыми датчиками в связанной системе координат. Таким образом, получают два вида оценок углов атаки и скольжения - на основе значений аэродинамических коэффициентов, зависящие от ветра, и на основе измерений навигационной системы, в которых движение воздуха не учитывается. Определяют модель объекта, модель измерений и вектор оцениваемых параметров. Путем параметрической идентификации восстанавливают углы атаки и скольжения. Технический результат заключается в возможности восстановления величин углов атаки и скольжения при отсутствии предназначенных для этого измерительных приборов. 2 ил.
Изобретение относится к способу обеспечения вихревой безопасности полета летательного аппарата (ЛА). Для обеспечения вихревой безопасности получают от бортовой системы сбора, контроля, обработки и регистрации полетной информации определенный набор параметров от ЛА-генератора вихрей и данного ЛА, параметры окружающей среды в области местоположения ЛА, определяют определенным образом геометрические размеры и месторасположение опасной зоны вихревого следа, рассчитывают вероятность туда попадания ЛА, рассчитывают моменты текущего крена ЛА, сравнивают их со значениями, соответствующими плану полета и в случае превышения допустимых значений оповещают экипаж и совершают маневр для выхода из опасной зоны. Обеспечивается повышение безопасности полета. 4 ил.
Изобретение относится к вычислительной технике и может быть использовано на борту летательного аппарата, а также при моделировании динамики и управлении полетами летательных аппаратов. Технический результат - увеличение точности определения углов пространственной ориентации летательных аппаратов. Устройство определения углов пространственной ориентации летательного аппарата, содержащее блок датчиков угловых скоростей и блок интегрирования матрицы направляющих косинусов, дополнительно включает в себя шесть блоков возведения в квадрат, два умножителя, пять сумматоров, четыре делителя, три устройства извлечения квадратного корня, три инвертора и три блока определения арккосинуса, соединенных между собой таким образом, чтобы по сигналам с блока интегрирования матрицы направляющих косинусов обеспечить определение углов крена, тангажа и рыскания. Для определения углов пространственной ориентации предлагаемое устройство реализует использование максимально возможного числа элементов матрицы направляющих косинусов, в результате чего, выполняя прямые многократные измерения с учетом случайных погрешностей, применяя усреднение полученных значений по N измерениям, уменьшает дисперсию оценки сигнала в N раз. 1 ил.
Изобретение относится к испытательной технике и может быть использовано для определения приращения эффективной тяги двигателей самолета как в полете, так и на земле. Способ предусматривает измерение угла атаки самолета и перегрузки вдоль продольной оси самолета и на основании полученных измерений, используя константы, характеризующие конструкцию и аэродинамические характеристики испытуемого самолета, такие как эквивалентная площадь крыла самолета S, угол отклонения оси двигателя от продольной оси самолета φдв, априорно известные входной Рвх0 и выходной Рвых0 импульсы двигателя, ускорение свободного падения g, масса самолета m, и применяя метод наименьших квадратов, определение приращения эффективной тяги двигателя. Причем процесс определения осуществляют при последовательно выполняемых маневрах, обеспечивающих при изменении режима работы двигателей примерное постоянство числа М, высоты, угла атаки, то есть постоянство параметров полета, влияющих на тягу двигателя. Сущность изобретения заключается в том, что тестовый режим выполняется таким образом, что из прямолинейного горизонтального полета (ПГП) выполняется ступенчатое отклонение ручек управления двигателем (РУД), после чего изменение тяги компенсируется изменением траектории полета. В этом случае число маха М и угол атаки остаются приблизительно неизменными, высота изменяется незначительно (100…200 м), существенно изменяется только эффективная тяга Рэф и выходной импульс Рвых. Устройство, реализующее способ, включает в себя датчик угла атаки, датчик перегрузок, блок возведения в квадрат, два блока формирования матрицы, три блока умножения матриц, блок транспонирования матрицы, блок обращения матрицы, блок определения погрешности, два умножителя и четыре сумматора. Наличие данных элементов и соответствующих связей между ними обеспечивает возможность определения приращения тяги двигателя с высокой точностью без усложнения конструкции и процесса эксплуатации двигателей, при уменьшении объема трудозатрат во время проведения испытаний. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к области приборостроения инерциальных навигационных систем и может использоваться для определения угловой ориентации летательных аппаратов любого типа. Сущность изобретения состоит в совместной обработке измерений датчиков перегрузок и измерений скорости летательного аппарата (ЛА) спутниковой навигационной системой (СНС) при отсутствии датчиков угловых скоростей. Угловые скорости ЛА определяют методом параметрической идентификации. Устройство, реализующее данный способ, включает в себя блок датчиков перегрузок, содержащий три измерителя линейных перегрузок, установленных вдоль продольной, поперечной и вертикальной осей ЛА, спутниковую навигационную систему, блок определения линейных ускорений, два интегратора, блок определения функционала, блок формирования матрицы направляющих косинусов, блок минимизации функционала, блок определения угловых скоростей и блок определения начальных углов ориентации, соединенные между собой определенным образом. Технический результат - упрощение способа, снижение стоимости его приборной реализации и повышение точности определения угловой ориентации объекта при отсутствии бортовых измерителей угловых скоростей. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к инерциальным навигационным системам и может использоваться для определения угловой ориентации подвижных объектов любого типа. Сущность изобретения состоит в совместной обработке измерений датчиков перегрузок и измерений скорости подвижного объекта спутниковой навигационной системой (СНС), при отсутствии датчиков угловых скоростей. Угловые скорости определяют методом параметрической идентификации, минимизируя функционал качества, который формируют из разностей ускорений, полученных путем дифференцирования земных скоростей, измеренных при помощи СНС и ускорений, полученных путем обработки сигналов перегрузки по трем связанным осям ЛА. Устройство, реализующее данный способ, содержит блок датчиков перегрузок, спутниковую навигационную систему, блок определения линейных ускорений, блок формирования матрицы направляющих косинусов, блок определения функционала, блок дифференцирования, блок минимизации функционала, блок определения угловых скоростей, блок определения начальных углов ориентации и интегратор, соединенные между собой определенным образом. Технический результат - упрощение способа, снижение стоимости и повышение точности определения угловой ориентации объекта при отсутствии бортовых измерителей угловых скоростей. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к испытательной технике и может быть использовано для измерения эффективной тяги двигателей самолета. Устройство содержит измеритель скоростного напора воздушного потока, датчик угла атаки, датчик перегрузки, задатчик размера матриц, три блока формирования матриц, блок вычитания матриц, блок транспонирования матрицы, блок обращения матрицы, три блока умножения матриц, соединенных между собой определенным образом. Технический результат заключается в повышении точности измерений, упрощении конструкции. 1 ил.
СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ТЯГИ ДВИГАТЕЛЕЙ САМОЛЕТА // 2579796
Изобретение относится к испытательной технике и может быть использовано для определения эффективной тяги двигателей самолета. Способ основан на измерении скоростного напора воздушного потока, включает в себя измерение угла атаки самолета и перегрузку вдоль продольной оси самолета. На основании полученных данных, учитывая константы, характеризующие конструкцию и аэродинамику испытуемого самолета, такие как эквивалентная площадь крыла самолета, угол отклонения оси двигателя от продольной оси самолета, выходной импульс двигателя, ускорение свободного падения, масса самолета, определяют эффективную тягу двигателя методом наименьших квадратов, причем для определения эффективной тяги двигателей выполняют последовательные маневры пикирования и кабрирования с постоянной тягой, во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полета. Технический результат заключается в повышении точности измерения тяги.
СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ПОГРЕШНОСТИ ИЗМЕРЕНИЯ ВОЗДУШНОЙ СКОРОСТИ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ // 2579550
Изобретение относится к измерительной технике, а именно к измерениям воздушной скорости, и может быть использовано для определения и компенсации погрешности измерения воздушной скорости и определения скорости ветра на высоте полета летательного аппарата. Сущность изобретения по определению и компенсации погрешности измерения истинной воздушной скорости заключается в вычислении воздушной скорости по измерениям спутниковой навигационной системы и по вычисленным значениям составляющих скорости ветра и в сравнении вычисленного значения воздушной скорости с измеренным его значением при помощи измерителя воздушной скорости. По результатам сравнения составляется функционал. Далее путем минимизации функционала, методом Ньютона, рекуррентным способом определяются горизонтальные составляющие скорости ветра и погрешность измерения воздушной скорости с последующей ее компенсацией. Технический результат - повышение точности определения погрешности воздушной скорости. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к технике определения параметров движения и к области оценки и компенсации погрешностей измерения углового положения летательного аппарата (ЛА). Устройство определения погрешностей измерения угла атаки и угла скольжения содержит блок измерения угла скольжения, блок измерения угла атаки, измеритель углового положения летательного аппарата, дополнительно включает в себя спутниковую навигационную систему, блок вычисления воздушной скорости, блок формирования функционала, три блока возведения в квадрат, последовательно соединенные первый сумматор, блок извлечения квадратного корня, первый делитель, блок определения арксинуса аргумента, первый умножитель и второй сумматор, последовательно соединенные второй делитель, блок определения арктангенса аргумента, второй умножитель и третий сумматор, последовательно соединенные третий умножитель и четвертый сумматор, последовательно соединенные четвертый умножитель и пятый сумматор, и блок обработки функционала. Технический результат - повышение точности измерения углов атаки и скольжения непосредственно в полете. 5 ил.
СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ КООРДИНАТ ЦЕНТРА МАСС САМОЛЕТА В ПОЛЕТЕ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ // 2570339
Заявляемое изобретение относится к авиационной технике, а именно к способам и устройствам определения центра масс летательного аппарата (ЛА) в полете. Способ основан на измерении параметров полета летательного аппарата. Сущность способа определения координат центра масс самолета состоит в нахождении взаимосвязи приращения абсолютного линейного ускорения аппарата в его произвольной точке по отношению к ускорению его центра масс в процессе маневра ЛА. Для этого первоначально измеряют величины угла атаки, угла скольжения и скорости, а также углы крена и тангажа. Далее измеряемыми величинами являются только угловые скорости, измеренные при помощи трехосевого блока датчиков угловых скоростей, и кажущиеся ускорения вдоль связанных осей, измеренные трехосевым блоком акселерометров, причем координаты установки датчиков на борту являются известными. На следующем шаге определяют ошибки измерения ускорения из-за смещения центра масс и снова определяют величины угла атаки, угла скольжения и скорости, а также углы крена и тангажа. Сравнивая эти величины, определенные по сигналам датчиков без поправки, с результатами вычислений, находят критерий для минимизации. Решая численную задачу по минимизации заданного функционала итеративным способом, находят искомые координаты центра масс ЛА. Причем определение координат центра масс самолета осуществляют при выполнении маневра типа «змейка». Данные способ и устройство просты в реализации и применении, обладают достаточно высокой точностью и могут быть использованы во всех типах ЛА для определения координат местоположения центра масс ЛА.
Технический результат - упрощение и удешевление способа и устройства, также повышение точности измерения координат центра масс ЛА. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может найти применение для определения центра масс летательного аппарата (ЛА) в полете. Технический результат - повышение точности. Для этого осуществляют измерение текущих углов тангажа, кажущегося линейного ускорения, угловой скорости аппарата относительно его центра масс, абсолютного ускорения в произвольной точке, использование значения ускорения силы тяжести, вычисленного в реальном масштабе времени, и, на основании полученной совокупности данных, определение центра масс. При этом измеряют центростремительные ускорения относительно центра масс в двух фиксированных точках, расположенных вдоль продольной оси аппарата на известном расстоянии друг от друга, посредством акселерометров, установленных в этих точках, один в хвостовой, другой в головной частях фюзеляжа. Определение центра масс производят в установившемся режиме полета при выполнении маневра типа «змейка». Устройство содержит два акселерометра 1, 2, бортовую навигационную систему 3, вычитающее устройство 4, два устройства 5, 6 возведения в степень, три сумматора 7, 8 и 9, два умножителя 10, 12, задатчик сигнала, соответствующего расстоянию между акселерометрами, блок 11 определения синуса, два масштабирующих устройства 13, 14 и делитель 15, выход которого является выходом устройства. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
