Способ определения центра масс летательного аппарата и устройство для его осуществления



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

 


Владельцы патента RU 2564375:

Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") (RU)

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.

 

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к способам и устройствам определения центра масс летательного аппарата (ЛА) в полете.

В настоящее время вес самолета на земле определяется в его незагруженном состоянии с помощью механических или электротензометрических весов, установленных в специальных помещениях. Центровку, соответствующую этому состоянию самолета, а также различным вариантам загрузки, находят путем расчета аналитическим или графическим методом.

Известен способ определения веса и положения центра тяжести самолета (патент RU 2319115 C1, МПК G01G 19/07, опубл. 10.03.2008), осуществляемый автоматически на борту самолета перед его загрузкой и после загрузки в процессе руления по аэродрому.

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.

К недостаткам известного способа можно отнести:

- необходимость установки на стойках шасси самолета дополнительных механизмов и датчиков, измеряющих давление, что может привести к снижению надежности авиационной техники;

- ступенчатое сжатие стойки самолета из-за трений в цилиндрах амортизации и на шарнирах крепления стойки шасси, что приводит к неправильной работе автоматики центровки;

- отсутствие возможности определения точки нахождения центра тяжести в полете, местоположение которой может меняться в процессе выработки топлива, сброса груза, дозаправки и т.д., что приводит к снижению устойчивости автоматического управления полетом самолета.

Известны также способ и устройство для определения величины и направления смещения центра масс аппарата, описанные в патенте RU 2176810 C2, МПК G05B 23/00, опубл. 10.12.2001, принятые нами в качестве прототипов.

Сущность способа и устройства состоит в определении полетной взаимосвязи приращения абсолютного линейного ускорения аппарата в его произвольной точке по отношению к ускорению его центра масс с величиной и направлением смещения центра масс от этой точки в процессе движения.

Данный способ основан на измерении параметров полета аппарата и включает в себя, в частности, измерение текущих углов тангажа и крена, кажущегося линейного ускорения, угловой скорости аппарата относительно его центра масс, абсолютного ускорения в произвольной точке, ускорения силы тяжести и, на основании полученной совокупности данных, определение величины и направления смещения центра масс.

Устройство, реализующее данный способ, содержит, в частности, датчики углов крена и тангажа, датчик угловых скоростей, акселерометр, блок определения составляющих ускорения силы тяжести, блок текущих координат центра масс, сумматор и два селектора частоты, причем согласно описанию изобретения измерения угловых скоростей, угла тангажа, координаты местоположения, ускорения точки установки акселерометров и ускорения силы тяжести могут быть осуществлены при помощи бортовой инерциальной системы навигации (БИНС).

Недостатками данного способа и устройства являются:

- низкая точность определения координат центра масс из-за очень слабой наблюдаемости полезных сигналов для определения центра масс ЛА;

- наличие неучтенной погрешности, вызванной несовпадением центра масс с точкой установки БИНС;

- необходимость большого объема сложных вычислений и фильтраций, что усложняет способ и устройство для его реализации.

Задачей настоящего изобретения является упрощение и удешевление способа и устройства, а также повышение точности измерения координат центра масс ЛА, что повышает безопасность полетов, особенно за счет оперативности определения центровки при изменении веса груженого самолета непосредственно в полете.

Поставленная техническая задача решается следующим образом.

Согласно заявляемому способу определения центра масс летательного аппарата, основанному на измерении параметров полета аппарата и включающему в себя 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, дополнительно 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, причем определение центра масс производят в установившемся режиме полета при выполнении маневра типа «змейка».

В устройство для реализации данного способа определения центра масс летательного аппарата, включающее акселерометр и навигационную систему, дополнительно введены второй акселерометр, причем акселерометры установлены в фиксированных точках, расположенных вдоль продольной оси аппарата на известном расстоянии друг от друга, один в хвостовой, другой в головной частях фюзеляжа, вычитающее устройство, к входам которого подключены выходы акселерометров, два устройства возведения в степень, входы которых соединены с соответствующими выходами навигационной системы по сигналам угловых скоростей, три сумматора, входы первого из которых соединены с выходами устройств возведения в степень, два умножителя, задатчик сигнала, соответствующего расстоянию между акселерометрами, подключенный к первому входу первого умножителя, второй вход которого соединен с выходом первого сумматора, а выход подключен к первому входу второго сумматора, второй вход которого соединен с выходом вычитающего устройства, а выход подключен к первому входу третьего сумматора, блок определения синуса, вход которого соединен с выходом навигационной системы по сигналу угла тангажа, а выход подключен к первому входу второго умножителя, второй вход которого соединен с выходом навигационной системы по сигналу ускорения силы тяжести, два масштабирующих устройства и делитель, первый вход которого соединен с выходом третьего сумматора, ко второму входу которого через второе масштабирующее устройство подключен выход второго умножителя, второй вход делителя через первое масштабирующее устройство соединен с выходом первого сумматора, а выход делителя является выходом устройства.

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором представлена структурная схема заявляемого устройства для определения центра масс летательного аппарата.

Устройство включает в себя акселерометры 1 и 2, бортовую навигационную систему 3, вычитающее устройство 4, к входам которого подключены выходы акселерометров, два устройства 5, 6 возведения в степень, в данном случае во 2-ю, входы которых соединены с соответствующими выходами навигационной системы по сигналам угловых скоростей ωy, ωz, три сумматора 7, 8 и 9. Входы сумматора 7 соединены с выходами устройств 5, 6 возведения в степень. Устройство содержит также первый умножитель 10, к первому входу которого подключен задатчик сигнала (на чертеже не показан), соответствующего расстоянию L между акселерометрами, ко второму входу подключен выход первого сумматора 7, а выход умножителя 10 подключен к первому входу второго сумматора 8, второй вход которого соединен с выходом вычитающего устройства 4, а выход подключен к первому входу третьего сумматора 9. Кроме того, устройство содержит блок 11 определения синуса, вход которого соединен с выходом навигационной системы 3 по сигналу угла тангажа ϑ, а выход подключен к первому входу второго умножителя 12, второй вход которого соединен с выходом навигационной системы 3 по сигналу ускорения силы тяжести g, два масштабирующих устройства 13 и 14 с коэффициентами передачи, равными «2», и делитель 15. Первый вход делителя 15 соединен с выходом третьего сумматора 9, ко второму входу которого через второе масштабирующее устройство 14 подключен выход второго умножителя 12, второй вход делителя 15 через первое масштабирующее устройство 13 соединен с выходом первого сумматора 7, а выход делителя 15 является выходом устройства.

Согласно заявленному способу определения центра масс (ЦМ) летательного аппарата, дополнительно измеряют центростремительные ускорения a 1, a 2 относительно ЦМ акселерометрами 1 и 2, установленными в фиксированных точках, расположенных вдоль продольной оси аппарата на известном расстоянии L друг от друга, первый 1 в хвостовой, второй 2 в головной частях фюзеляжа. Оси чувствительности акселерометров направлены вдоль продольной оси и совпадают со связанной осью самолета ОХ. Измерение центростремительных ускорений a 1, a 2 и определение ЦМ производят в процессе выполнения ЛА маневра типа «змейка», в установившемся режиме полета. При определении ЦМ используют полученные из бортовой навигационной системы 3 ЛА значения угловых скоростей ωy, ωz, измеренное значение угла тангажа ϑ в реальном масштабе времени и вычисленное в вычислителе бортовой навигационной системы 3 значение g для текущих параметров полета.

Таким образом, полученные из установленных акселерометров 1, 2 и от бортовой навигационной системы 3 параметры полета самолета и используемые определенные соотношения между ними, приведенные ниже, позволяют определить координаты ЦМ ЛА.

Из уравнения вращательно-поступательного движения измеряемые акселерометрами проекции кажущегося ускорения a i на оси чувствительных элементов имеют следующий вид:

где N - номер акселерометра;

Ω × ( Ω × R i ) - составляющее центростремительного ускорения;

- составляющее тангенциального ускорения;

θ i - вектор проекций (косинусы угла) осей чувствительности i-го акселерометра на оси связанной системы координат,;

R i - вектор проекции расстояния от центра масс до i-го акселерометра,

.

Тогда из (1) найдем проекции ускорений и угловых скоростей на ось X для обоих акселерометров 1 и 2:

Отсюда:

С учетом того, что gx=g·sinϑ.

ϑ - текущее значение тангажа и из условий установившегося режима полета,

Полученные значения R за N измерений усредняются. Расчеты показывают, что учет линейного ускорения, измеренного бортовой навигационной системой 3, установленной не на центре масс, приведет к появлению погрешности. Из первого уравнения (2) следует, что расстояние R можно определить и по сигналам одного акселерометра. Однако при этом увеличивается порог чувствительности по угловой скорости, т.е. требуемая угловая скорость должна быть больше 40 град в секунду, и уменьшается точность определения R. Из полученного выражения (3) следует, что центровку можно определить только при наличии угловых скоростей по осям Z или Y. Необходимо отметить, что в выражении (3) величины , а при значениях град/сек вычислять R нецелесообразно. Как показывают расчеты, наибольшую точность можно получить, если измерения проводить при выполнении маневра «змейка» или части его в установившемся полете, когда путевая скорость ЛА постоянна.

Реализация способа может быть осуществлена с помощью устройства, описанного выше, в котором в качестве акселерометров могут быть использованы как микромеханические датчики (для ЛА интенсивного маневрирования), так и высокоточные датчики (для маломаневренных ЛА). В качестве входных сигналов устройства могут быть использованы выходные сигналы бортовых навигационных комплексов или курсовертикали, а вычислительная часть устройства может быть выполнена на стандартных элементах вычислительной техники.

Таким образом, заявленные 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.

1. Способ определения центра масс летательного аппарата, основанный на измерении параметров полета аппарата и включающий в себя 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, отличающийся тем, что дополнительно измеряют центростремительные ускорения относительно центра масс в двух фиксированных точках, расположенных вдоль продольной оси аппарата на определенном расстоянии друг от друга, посредством акселерометров, установленных в этих точках, один в хвостовой, другой в головной частях фюзеляжа, причем определение центра масс производят в установившемся режиме полета при выполнении маневра типа «змейка».

2. Устройство определения центра масс летательного аппарата, включающее акселерометр и бортовую навигационную систему, отличающееся тем, что в него дополнительно введены второй акселерометр, причем акселерометры установлены в фиксированных точках, расположенных вдоль продольной оси аппарата на определенном расстоянии друг от друга, один в хвостовой, другой в головной частях фюзеляжа, вычитающее устройство, к входам которого подключены выходы акселерометров, два устройства возведения в степень, входы которых соединены с соответствующими выходами навигационной системы по сигналам угловых скоростей, три сумматора, входы первого из которых соединены с выходами устройств возведения в степень, два умножителя, задатчик сигнала, соответствующего расстоянию между акселерометрами, подключенный к первому входу первого умножителя, второй вход которого соединен с выходом первого сумматора, а выход подключен к первому входу второго сумматора, второй вход которого соединен с выходом вычитающего устройства, а выход подключен к первому входу третьего сумматора, блок определения синуса, вход которого соединен с выходом навигационной системы по сигналу угла тангажа, а выход подключен к первому входу второго умножителя, второй вход которого соединен с выходом навигационной системы по сигналу ускорения силы тяжести, два масштабирующих устройства и делитель, первый вход которого соединен с выходом третьего сумматора, ко второму входу которого через второе масштабирующее устройство подключен выход второго умножителя, второй вход делителя через первое масштабирующее устройство соединен с выходом первого сумматора, а выход делителя является выходом устройства.



 

Похожие патенты:

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

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

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

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.

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.

Изобретение относится к области весоизмерительной техники и может быть использовано для определения взлетного веса и положения центра тяжести самолета. .

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

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.

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

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 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.
Наверх