Патенты автора Лысюк Олег Павлович (RU)
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 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.
