Способ определения веса и положения центра тяжести самолета

Авторы патента:

Юнисов Рамиль Рашидович (RU)

Миронов Арсений Дмитриевич (RU)

Иванов Михаил Тимофеевич (RU)

G01G19/07 - летательных аппаратов

Владельцы патента RU 2319115:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Летно-исследовательский институт им. М.М. Громова" (RU)

Изобретение относится к области весоизмерительной техники и может быть использовано для определения взлетного веса и положения центра тяжести самолета. Способ включает установку датчиков давления на цилиндр каждой амортизационной опоры шасси, измерение изменяющегося давления газа в полости цилиндров в процессе руления самолета по неровностям аэродрома. Вычисление давления газа производится на основе усреднения изменений давления газа в цилиндрах амортизационных опор шасси, силы, действующей на каждую опору шасси, веса и положения центра тяжести самолета. При этом усреднение изменяющихся величин давления газа в цилиндрах производят во всех опорах шасси синхронно в промежуток времени продолжительностью нескольких десятков секунд. Технический результат заключается в упрощении и удешевлении определения веса и центра тяжести самолета. 2 ил.

Изобретение относится к области измерительной техники, а именно к системам определения взлетного веса и положения центра тяжести самолета.

Величина взлетного веса и положение центра тяжести самолета являются важнейшими переменными, определяющими как длину разбега и взлетную дистанцию самолета, так и требуемую величину угла установки стабилизатора перед взлетом.

При эксплуатации самолетов нередко допускается их загрузка сверх установленных пределов по весу, а неправильное размещение груза внутри самолета вызывает изменение положения его центра тяжести, следствием чего являются летные происшествия и катастрофы. Поэтому крайне необходим контроль веса и центровки самолета перед взлетом.

Уровень техники

Известен способ определения веса и положения центра тяжести самолета на платформенных весах (патент США № 4935885, G01M 1/12, кл. 364/567, опубл. 19.06.1990), при котором самолет закатывают каждой его опорой на отдельную динамометрическую платформу. Главным недостатком данного способа является увеличение технологического времени «оборачиваемости» самолета. Каждый аэродром не может быть оснащен большим количеством весов, и последовательное взвешивание самолетов после загрузки вызывает задержку их вылета.

Известен способ определения веса и центровки с помощью измерения усилий на элементах шасси тензометрическим методом (Патент США № 3203234, кл. 73/141, опубл. 31.08.1965), при котором на каждую опору шасси устанавливают тензометрические датчики. Недостатком такого способа является необходимость специального конструирования силовых элементов шасси для размещения на них тензометрических датчиков. Определенную сложность представляет также надежность эксплуатации датчиков в условиях воздействия воды, слякоти, снега и др. на взлетно-посадочных полосах и рулежных дорожках.

Известен способ определения веса и положения центра тяжести самолета с помощью вычисления усилий, действующих на опоры шасси, при измерении давления в цилиндрах амортизаторов опор шасси (Патент США № 3513300, кл. 235/150, опубл. май 1970). Несмотря на простоту такой системы, реализация указанного измерения встречает принципиальные трудности из-за наличия сил трения в цилиндрах амортизаторов опор шасси.

Наиболее близким к предлагаемому является способ определения веса и центровки самолета по патенту США № 6263141, G01С 021/00, кл. 73/178Т, опубл. 25.09.2001, при котором сведение к минимуму величины сил трения достигается путем периодического впрыска и отбора гидравлической жидкости в цилиндрах амортизаторов опор шасси. Недостатком этого способа является его сложность и необходимость использования дополнительного оборудования.

Раскрытие изобретения

Предлагаемое изобретение направлено на достижение технического результата, заключающегося в определении веса и центровки самолета наиболее простым и дешевым способом.

Кроме того, оперативное определение веса и центровки перед полетом позволит повысить безопасность полетов.

Существенные признаки

Для получения указанного названного технического результата в предлагаемом способе определения веса и положения центра тяжести самолета, включающем установку датчиков давления на цилиндр каждой амортизационной опоры шасси, измерение изменяющегося давления газа в полости цилиндров, вычисление давления газа на основе усреднения изменений давления газа в амортизационных цилиндрах опор шасси, силы, действующей на каждую опору шасси, веса и положения центра тяжести самолета, измерение давления газа производят в процессе руления самолета по неровностям аэродрома.

Кроме того, усреднение изменяющихся величин давления газа в цилиндрах производят во всех опорах шасси синхронно в промежуток времени продолжительностью несколько десятков секунд.

При этом создаются условия для многократного изменения давления газа в цилиндрах около среднего значения вследствие многократно повторяющихся возвратно-поступательных движений поршней в амортизационных цилиндрах с «обжатием-разжатием» опор шасси и исключения (или сведения к минимуму) величины усилий в цилиндре, вызываемых трением, при рулении самолета по аэродрому.

Таким образом, вес самолета определяют более простым и дешевым способом за счет оперативного измерения давления газа в амортизационных цилиндрах и определения веса и центровки перед полетом, что позволит повысить безопасность полетов.

Перечень фигур на чертежах.

Предлагаемый способ поясняется следующим чертежами, на которых изображены:

на фиг.1 - схема установки датчика давления на амортизированной стойке шасси,

где 1 - датчик давления газа, 2 - тройник, 3 - зарядный клапан, 4 - зарядное отверстие, 5 - опора шасси;

на фиг.2 - схема вычисления веса и положения центра тяжести самолета с трехстоечным шасси.

Способ осуществляется следующим образом.

Устанавливают датчики давления 1 (см. фиг.1) на цилиндр амортизатора каждой опоры шасси 5. Обеспечивают руление самолета по аэродрому, при этом происходит периодическое изменение давления газа в цилиндрах амортизаторов около среднего значения вследствие многократно повторяющихся возвратно-поступательных движений поршня в цилиндре с «обжатием-разжатием» амортизационных опор шасси, вызываемых движением опор шасси на неровностях аэродрома. Затем вычисляют давление газа на основе усреднения многократных изменений давления газа в цилиндрах амортизаторов опор шасси, силу, действующую на каждую опору шасси, вес и положение центра тяжести самолета.

Измерение давления газа в цилиндре опоры производят в процессе руления самолета, при перемещении поршня попеременно вверх и вниз около среднего положения.

Силы трения, направленные в сторону, противоположную перемещению поршней в амортизационных цилиндрах, попеременно меняют направление. Давление в полости цилиндра соответственно с направлением движения штока опоры меняет величину около средней величины. Истинная величина давления в цилиндре может быть вычислена усреднением результатов на некотором выбранном участке измерений в реальном времени.

Результат вычисления выдают на специальный индикатор (или универсальный дисплей) в кабине, что дает возможность экипажу на режиме руления знать вес и центровку самолета перед взлетом. Выдача этой информации в регистратор режимов полета («черный ящик») позволяет контролирующему персоналу после полета достоверно знать условия, при которых выполнялся взлет. Такая же информация может быть выдана и о весе и центровке самолета после посадки.

Важным достоинством предлагаемого способа является то, что его осуществляют с помощью установки на самолет устройств, не требующих больших трудозатрат или изготовления сложных узлов. Необходимо только изготовление узлов крепления датчиков (см. фиг.1), прокладка проводов и установка визуальных приборов (или дополнение содержания электронной индикации), а также, по желанию, ввод информации в регистратор.

Сигналы датчиков давления поступают в вычислитель. Вычислитель реализует программу вычисления средних величин давления в каждой опоре шасси Р_н, Р_л, Р_п. В дальнейшие вычисления входят эти осредненные величины. Вычисление веса производится по уравнению алгебраической суммы весовых нагрузок на опоры шасси. Вычисление положения центра тяжести производится по уравнению алгебраической суммы моментов весовых нагрузок на шасси.

Ниже приводятся формулы для определения веса самолета с трехопорным шасси (см. фиг.2).

Общий вес самолета равен:

Р=Р_н+Р_л+Р_п, где

Р_н - сила, действующая на носовую опору,

Р_л - сила, действующая на левую опору,

Р_п - сила, действующая на правую опору,

Р - общий вес самолета.

Р_н=(р_н*S_н)+Р_н ^о,

Р_л=(р_л*S_л)+Р_л ^о,

Р_п=(р_п*S_п)+Р_п ^о, где

р_н - давление в цилиндре носовой опоры,

р_л - давление в цилиндре левой опоры,

р_п - давление в цилиндре правой опоры,

S_н - площадь цилиндра носовой опоры,

S_л - площадь цилиндра левой опоры,

S_п - площадь цилиндра правой опоры,

Р_н ^о - вес неподрессоренной части носовой опоры,

Р_л ^о - вес неподрессоренной части левой опоры,

Р_п ^о - вес неподрессоренной части правой опоры.

Расчет положения центра тяжести самолета производится по следующей формуле:

где l - расстояние от носовой опоры до плоскости, проходящей через основные опоры,

r - расстояние от носовой опоры до носка средней аэродинамической хорды (САХ) в продольной плоскости самолета,

b_a - длина САХ,

- положение центра тяжести самолета в процентах от величины САХ.

Предлагаемый способ позволяет вводить в программу вычисления веса и положения центра тяжести информацию о геометрии шасси самолета с возможностью оперативной замены этой информации применительно к схеме шасси самолета другого типа.

Для определения изменения веса и центровки в полете при расходовании топлива достаточно объединить данную систему с топливно-измерительной системой, заложив в вычислитель алгоритм выработки топлива из баков.

Способ определения веса и положения центра тяжести самолета, включающий установку датчиков давления на цилиндр каждой амортизационной опоры шасси, измерение изменяющегося давления газа в полости цилиндров, вычисление давления газа на основе усреднения изменений давления газа в амортизационных цилиндрах, силы, действующей на каждую опору шасси, веса и положения центра тяжести самолета, отличающийся тем, что измерение давления газа производят в процессе руления самолета по неровностям аэродрома, при этом усреднение величин изменений давления газа в цилиндрах производят во всех опорах шасси синхронно в промежуток времени продолжительностью нескольких десятков секунд.

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для взвешивания летательных аппаратов. .

Устройство для полетного контроля веса нагрузки самолета // 2260179

Изобретение относится к области авиационной техники и, в частности, к системам комплексного контроля веса и центровки пассажирских и транспортных самолетов классической схемы, у которых топливо расположено в крыле, а нагрузка - в фюзеляже, и может быть использовано для определения в полете текущего значения веса коммерческой нагрузки и оперативного управления аэродинамическими характеристиками: дальностью, высотой, скоростью.

Устройство для определения взлетной массы самолета // 2196967

Изобретение относится к области систем управления, более конкретно к устройствам определения взлетной массы самолета. .

Устройство для определения массы вертолета в горизонтальном полете // 2196305

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано в информационно-измерительных системах и системах управления вертолетом. .

Способ определения взлетной массы и центровки летательного аппарата // 2172475

Изобретение относится к области измерительной техники, а именно к способам определения взлетной массы и центровки летательного аппарата с помощью источников излучения.

Устройство для определения взлетной массы самолета // 2158905

Изобретение относится к области систем управления. .

Система контроля взлета самолета // 720936

Многокомпонентные тензовесы // 443261

Аэродинамические многокомпонентные внутримодельные весы // 409085

Способ определения веса самолета // 386265

Устройство для полетного контроля веса топлива самолета // 2377507

Способ определения веса и координат центра тяжести самолета // 2397456

Изобретение относится к весоизмерительной технике и может быть использовано для определения координат центра тяжести и веса тел, имеющих продольную ось симметрии, а именно для определения взлетного веса и положения центра тяжести самолетов

Система определения положения центра тяжести самолета перед взлетом // 2463567

Изобретение относится к области измерительной техники, а именно к системам определения положения центра тяжести и нарушения взлетной центровки самолета

Устройство для определения массы летательного аппарата // 2465558

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к бортовым информационно-вычислительным системам летательного аппарата

Способ информационного обеспечения процесса загрузки, контроля массы летательного аппарата перед вылетом и устройство для его осуществления // 2466360

Летающее устройство коршунова в.м. // 2561684

Летающее устройство состоит из четырехколесной автомашины с установленным на нее жестким крылом, рулем направления полета в горизонтальной плоскости. Четырехколесная автомашина оборудована четырьмя датчиками давления колес на дорогу, а жесткое прямоугольное крыло выполнено несъемным, с малым удлинением, установлено выше крыши автомашины с зазором между нижней поверхностью крыла и крышей автомашины и снабжено механизацией крыла: двумя предкрылками, двумя закрылками, стабилизаторами, и реактивным движителем, работающим от генератора автомашины. Изобретение направлено на расширение эксплуатационных возможностей устройства. 7 ил.

Способ определения центра масс летательного аппарата и устройство для его осуществления // 2564375

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.

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.

Способ и система расчета взлетного веса летательного аппарата // 2593174

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам и системам расчета взлетного веса летательных аппаратов. Способ расчета взлетного веса летательного аппарата, выполненного с возможностью висения, содержит этапы, на которых регистрируют необходимую мощность висения в первый и второй момент времени, получают третьи значения второй величины, связанной с давлением на высоте полета, получают четвертые значения третьей величины, связанной с температурой на высоте полета, получают пятые значения четвертой величины, связанной с частотой вращения двигателя, рассчитывают шестые значения пятой величины, связанной с относительной плотностью на высоте полета в упомянутые первый и второй моменты времени. Используют характеристическую кривую висения для расчета седьмого и восьмого значений полетного веса летательного аппарата в первый и второй момент времени. Достигается возможность точного расчета взлетного веса. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

Способ определения центра масс летательного аппарата и устройство для его осуществления // 2645018

Изобретения относятся к авиационной технике, а именно к способам и устройствам определения центра масс (ЦМ) летательного аппарата (ЛА) в полете. Способ основан на измерении параметров полета ЛА, включает в себя измерение ускорений относительно ЦМ в двух фиксированных точках, расположенных вдоль продольной оси ЛА на известном расстоянии друг от друга, при помощи акселерометров, установленных в этих точках, один в хвостовой, другой в головной частях фюзеляжа, использование значения ускорения силы тяжести и на их основе определение ЦМ в установившемся режиме полета при выполнении соответствующего маневра. В качестве измеряемых ускорений относительно ЦМ ЛА используют тангенциальные ускорения ЛА, для чего акселерометры устанавливают так, что их оси чувствительности противоположно направлены и параллельны вертикальной оси ЛА. Дополнительно используют сигнал от бортовой навигационной системы, соответствующий линейному ускорению ЛА относительно вертикальной оси, причем при определении центра масс выполняют поочередно маневры «кабрирование» и «пикирование». Устройство для осуществления способа включает в себя два акселерометра, бортовую навигационную систему, два суммирующих устройства, три умножителя, два делителя, блок определения косинуса и вычитающее устройство, соединенные между собой определенным образом. Технический результат заключается в упрощении реализации и применения, повышении точности измерений координат местоположения ЦМ ЛА. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.