Способ определения скорости захода самолёта на посадку по параметрам полёта



Способ определения скорости захода самолёта на посадку по параметрам полёта

 


Владельцы патента RU 2444706:

Открытое акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (RU)

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к приборному оборудованию, и может быть использовано для определения скорости захода на посадку по параметрам полета, без использования данных о фактическом весе самолета. Для упрощения управления самолетом и увеличения точности определения скорости захода на посадку по параметрам полета без использования данных о фактическом весе самолета измеряют скорость полета, угол атаки и вертикальную перегрузку, затем измеренные значения «сглаживают», по «сглаженным» значениям скорости полета, угла атаки, вертикальной перегрузки и определенным заранее значениям вертикальной перегрузки захода на посадку, коэффициента подъемной силы захода на посадку, фактического коэффициента подъемной силы, определяемого по формульной или табличной зависимости от угла атаки, определяют скорость захода на посадку по приведенной зависимости. Техническим результатом является упрощение управления самолетом и увеличение точности и надежности определения скорости захода на посадку по параметрам полета, без использования данных о фактическом весе самолета. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Область техники

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к приборному оборудованию, и может быть использовано для определения скорости захода на посадку по параметрам полета, без использования данных о фактическом весе самолета.

Уровень техники.

В настоящее время скорость захода на посадку, которую должен выдерживать экипаж, определяется по графикам и/или таблицам, помещенным в инструкции летчику (РЛЭ - Руководстве по Летной Эксплуатации), в зависимости от текущего веса и конфигурации самолета. Недостаток ручного способа определения расчетной скорости захода на посадку заключаются в его трудоемкости.

Этот расчет может быть автоматизирован.

Недостаток этого и указанного выше способа определения расчетной скорости захода на посадку заключается в том, что необходимо точно знать текущий вес самолета, что не всегда удается сделать в практической эксплуатации. Не всегда точно известен вес груза и пассажиров. Вес ребенка и взрослого пассажира, например, принимаются равными. Необходимо точно учитывать вес сбрасываемых подвесок, большое разнообразие которых значительно затрудняет решение задачи.

Известно, что существуют системы измерения массы и центровки, позволяющие определить вес самолета на земле путем измерения давления в амортизаторах шасси. Недостатки этого способа заключаются в том, что на стоянке достаточная точность измерений не обеспечивается из-за непостоянства трения покоя. Этот недостаток преодолевают, проводя измерения во время руления. Но и в этом случае, как и в предыдущем, измерения производятся задолго до захода на посадку и отмеченные выше недостатки не устраняются.

Сущность изобретения.

Задачей изобретения является создание такого способа определения скорости захода на посадку, который обеспечивал бы определение скорости захода на посадку в полете без использования данных о фактическом весе самолета.

Поставленная задача решается за счет того, что при определении скорости захода самолета на посадку по параметрам полета измеряют скорость полета, угол атаки и вертикальную перегрузку, затем измеренные значения «сглаживают», по «сглаженным» значениям скорости полета Vf, угла атаки αf, вертикальной перегрузки nyf и определенным заранее значениям вертикальной перегрузки захода на посадку коэффициента подъемной силы захода на посадку фактического коэффициента подъемной силы Cyf, определяемого по формульной или табличной зависимости от угла атаки αf, определяют скорость захода на посадку Vap по формуле:

и выдерживают полученное значение скорости захода на посадку в процессе снижения по глиссаде путем изменения тяги двигателей.

При этом «сглаживание» измеряемых параметров в предпочтительном варианте исполнения изобретения производят методом «скользящего среднего».

Технический результат, на достижение которого направлено заявленное изобретение, состоит в упрощении управления самолетом и увеличении точности и надежности определения скорости захода на посадку по параметрам полета, без использования данных о фактическом весе самолета.

Упрощение управления самолетом заключается в том, что экипаж освобождается от трудоемких ручных расчетов, которые могут быть и ошибочными. Увеличение надежности и точности достигается тем, что исключаются ручные расчеты, а в автоматическом расчете значительно сокращается количество датчиков: вместо многочисленных, ограниченно надежных датчиков остатков топлива в каждом баке, наличия и типа (веса) подвесок, в полете измеряют 3 параметра.

Для достижения указанного технического результата в полете производят измерение скорости полета, угла атаки, вертикальной перегрузки.

Отличительные признаки предлагаемого способа заключаются в том, что измеряемые значения «сглаживают» По «сглаженным» значениям скорости полета Vf, угла атаки αf, вертикальной перегрузки nyf и определенным заранее значениям вертикальной перегрузки захода на посадку , коэффициента подъемной силы захода на посадку , фактического коэффициента подъемной силы Cyf, определяемого по формульной или табличной зависимости от угла атаки αf, определяют скорость захода на посадку Vap по формуле:

Указанные выше измеряемые значения «сглаживают» методом «скользящего среднего» или другим способом.

Благодаря этим признакам обеспечивается определение скорости захода на посадку в полете без использования данных о фактическом весе самолета.

Предлагаемый способ определения скорости захода на посадку иллюстрируется чертежом, представленным на фиг.1.

На фиг.1 показана типичная зависимость коэффициента подъемной силы самолета Су от угла атаки в посадочной конфигурации.

На фиг.1 обозначено:

1. Угол атаки, при котором подъемная сила равна нулю α0

2. Коэффициент подъемной силы при нулевом угле атаки.

3. Расчетный угол атаки захода на посадку.

4. Расчетный коэффициент подъемной силы захода на посадку .

Осуществление изобретения

Способ определения скорости захода на посадку по параметрам полета реализуется следующим образом.

В полете производят измерение скорости полета, угла атаки, вертикальной перегрузки. Значение вертикальной перегрузки захода на посадку определяют по формуле:

где θgs - угол наклона расчетной глиссады снижения.

Коэффициент подъемной силы при заходе на посадку определяют при аэродинамическом расчете самолета для всех возможных положений механизации крыла и уточняют по результатам летных испытаний.

Фактический коэффициент подъемной силы Cyf определяют по формульной или табличной зависимости от угла атаки αf. Типичная зависимость коэффициента подъемной силы самолета Су от угла атаки в посадочной конфигурации показана на фиг.1. Если эта зависимость носит линейный характер, что характерно для прямого крыла, то ее можно представить в форме:

где - производная коэффициента подъемной силы по углу атаки;

α0 - угол атаки, при котором подъемная сила равна нулю.

У стреловидных крыльев эта зависимость, начиная с некоторого угла атаки, носит нелинейных характер. В этом случае указанную зависимость задают в виде таблицы. Или на нелинейном участке выделяют интервалы, на которых можно считать производную постоянной, и определяют Cyf методом кусочно-линейного интегрирования. Можно также представить зависимость Cyf=f(αf) в виде полинома некоторой степени.

Затем определяют скорость захода на посадку по формуле:

Полученное значение выдают экипажу самолета (летчику) на индикацию. Экипаж вводит это значение в автомат тяги путем перемещения (посредством штатного задатчика) индекса заданной скорости на указателе скорости полета. Значение расчетной скорости может быть введено в автомат тяги непосредственно из вычислителя.

Если автомата тяги нет, то летчик устанавливает расчетное значение путем перемещения индекса заданной скорости на указателе скорости полета.

При отсутствии на указателе скорости специального индекса экипаж (летчик) вручную выдерживает расчетную скорость захода на посадку путем перемещения РУД (Рычагов Управления Двигателями).

Метод «скользящего среднего» заключается в следующем.

Сумму измеренных в определенные моменты времени значений параметра делят на количество выполненных измерений на заданном интервале времени. Каждое новое последующее значение прибавляют к имеющейся сумме, последнее старое значение отбрасывают. Количество измерений остается постоянным. Среднее значение параметра на интервале, таким образом, как бы скользит по шкале времени.

Сигналы датчика угла атаки, например, сглаживают этим методом следующим образом.

Предположим, сглаживают 5 последовательных измерений, значения которых следующие:

α1=6,4°; α2=6,1°; α3=5,9°; α4=6,7° α5=6,6°.

Вычисляют среднее значение:

В следующий момент времени получают новое значение α6=7,5

Вычисляют новое среднее значение, отбрасывая из суммы в числителе последнее старое значение, и прибавляют новое значение:

В следующий момент времени получают новое значение α7=7,9. Снова среднее значение… И т.д.

В вычислителе таким способом осредняют (сглаживают) не 5 значений, а несколько сотен.

Проведенное моделирование на трех пилотажных стендах показало возможность достоверного определения скорости захода на посадку по параметрам полета в горизонтальном полете, при разворотах с переменной скоростью и при выполнении фигур сложного пилотажа, включая петли Нестерова и бочки. Для посадочной скорости это не важно, это просто демонстрация работы алгоритма в наиболее сложных условиях полета.

1. Способ определения скорости захода самолета на посадку по параметрам полета, включающий измерение скорости полета, угла атаки, вертикальной перегрузки, отличающийся тем, что указанные измеренные значения «сглаживают», по «сглаженным» значениям скорости полета vf, угла атаки αf, вертикальной перегрузки nyf и определенным заранее значениям вертикальной перегрузки захода на посадку коэффициента подъемной силы захода на посадку фактического коэффициента подъемной силы Cyf, определяемого по формульной или табличной зависимости от угла атаки αf, определяют скорость захода на посадку Vap по формуле:

и выдерживают полученное значение скорости захода на посадку в процессе снижения по глиссаде путем изменения тяги двигателей.

2. Способ определения скорости захода на посадку по п.1, отличающийся тем, что «сглаживание» измеряемых параметров производят методом «скользящего среднего».



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к внутрикабинным приборам электронной индикации информации параметров летательного аппарата, бортового оборудования, радиолокационной обстановки.

Изобретение относится к измерительной технике, а именно к способам функционирования мобильных измерительных комплексов навигации и топопривязки, и может быть использовано для оперативного автоматизированного определения геодезических данных в заданных точках и на заданных маршрутах движения.

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано в составе комплексов навигационного оборудования летательных аппаратов. .

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для определения с высокой точностью координат места и параметров движения маневренных летательных аппаратов.

Изобретение относится к области прибостроения и может быть использовано в навигационных системах с использованием информации от датчиков различного типа. .

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в бесплатформенных инерциальных системах навигации (ИНС), комплексированных со спутниковой навигационной системой (СНС).

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в составе комплексов навигационного оборудования летательных аппаратов (ЛА) корабельного и наземного базирования.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в спутниковых навигационных системах. .

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в наземных подвижных информационно - аналитических комплексах вооружений. .

Изобретение относится к области исследований устойчивости, управляемости и динамики посадки самолетов и может быть использовано в приборном оборудовании летательных аппаратов

Изобретение относится к измерительным комплексам и системам летательных аппаратов (ЛА) - самолетов и вертолетов

Изобретение относится к измерительной технике, в частности к радиоэлектронным системам повышения безопасности полета летательных аппаратов (ЛА)

Изобретение относится к области приборостроения, а именно к бесплатформенным инерциальным навигационным системам

Изобретение относится к области навигации, а более конкретно к способам навигации автономных необитаемых подводных аппаратов

Изобретение относится к системам измерения и индикации, обеспечивающим пилотирование летательных аппаратов (Л.А.) в случае отказа основных пилотажно-навигационных систем

Изобретение относится к области навигационных систем, а именно к интегрированным навигационным системам

Изобретение относится к системам ориентации и навигации для выдачи в системе координат объекта угловых координат линии визирования наблюдаемой цели, сопровождаемой поворотом головы оператора

Изобретение относится к измерительной технике и может найти применение в интегрированных инерциально-спутниковых навигационных системах
Наверх