Способ сигнализации приводнения и взлета с водной поверхности самолета-амфибии и устройство для его осуществления



Способ сигнализации приводнения и взлета с водной поверхности самолета-амфибии и устройство для его осуществления
Способ сигнализации приводнения и взлета с водной поверхности самолета-амфибии и устройство для его осуществления
Способ сигнализации приводнения и взлета с водной поверхности самолета-амфибии и устройство для его осуществления

 


Владельцы патента RU 2611466:

Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Южный федеральный университет" (RU)

Группа изобретений относится к способу и устройству сигнализации приводнения и взлета с водной поверхности самолета-амфибии. Для сигнализации приводнения и взлета самолета-амфибии измеряют уровень вибрации и уровень гидростатического давления на корпус лодки самолета-амфибии, сравнивают измеренные величины с пороговыми значениями, контролируют выпуск шасси, принимают решение о приводнении при превышении значений пороговых уровней, а также при условии, что выпуск шасси не был произведен, в противном случае принимают решение о нахождении самолета-амфибии в воздушной среде. Устройство сигнализации приводнения и взлета самолета-амфибии содержит датчик вибраций, блок цифровой обработки сигналов, датчик гидростатического давления, датчик выпуска шасси. Блок цифровой обработки сигналов содержит цифровой полосовой фильтр, вычислитель среднеквадратичного отклонения, два пороговых устройства, схемы «ИЛИ», «И», «НЕ», цифровой фильтр нижних частот, вычислитель математического ожидания, соединенные определенным образом. Обеспечивается точность определения моментов касания и отрыва от водной поверхности самолета-амфибии. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к области гидроавиации, а именно к системам управления самолетов-амфибий (СА) и авиационному приборостроению. Предназначено для принятия решения о касании поверхности воды при посадке и об отрыве от водной поверхности при взлете СА на основании сигналов датчиков вибраций (ДВ), гидростатического давления (ДГД) и датчика выпуска шасси (ДВШ). Предполагается использование изобретения для индикации принятого решения, а также в составе автоматических систем управления посадкой на водную поверхность и взлетом с нее, приводящих в действие поверхности управления.

Известны близкие по назначению способы и устройства, направленные на автоматизацию управления движением летательных аппаратов с целью исключения разного рода нештатных ситуаций, связанных с отказами или с «человеческим фактором». Указанные способы и устройства, их реализующие, предполагают получение некоторых данных из внешней среды с последующей их обработкой и передачей результатов на индикатор или в контур управления движением летательного аппарата.

Устройством такого рода является «Система сигнализации о выпуске шасси при посадке», патент США №6927702 (МПК G08B 21/00) [1]. Описываемая в названном патенте система состоит из датчика выпуска шасси, устройства определения типа поверхности, на которую производится посадка, устройства принятия решения и устройства оповещения пилота.

Система способна на основе замера отражающих свойств поверхности под днищем самолета в оптическом диапазоне определять тип поверхности (вода/грунт) и осуществлять соответствующую индикацию пилоту.

Назначение системы - предотвращение ошибок пилотирования самолетом-амфибией (СА), при которых посадка на воду осуществляется с выпущенными шасси, или посадка на аэродром производится с убранными шасси. В то же время, указанная система не способна осуществлять автоматическое распознавание моментов касания СА водной поверхности или отрыва от нее.

Другим близким по назначению к заявляемому изобретению является устройство, описанное в патенте США №7350751 (МПК В64С 25/54) «Шасси с системой противодействия переворачиванию самолета при посадке на воду» [2]. Устройство состоит из датчика, определяющего наличие водной поверхности, решающего устройства и устройства блокировки выпуска шасси.

Работа заявленного в указанном патенте устройства основана на способе определения типа среды (водная, воздушная) на основе замера ее электропроводности. Однако такой способ не лишен существенных недостатков, которые могут приводить к неприемлемым ошибкам работы системы, например электропроводности пресной и морской воды существенно отличаются, и при неверном выборе порога электропроводности возможен пропуск момента касания пресной воды.

Также известным является устройство под названием «Емкостный датчик сверхмалых высот полета гидросамолета», описанный в патенте РФ №2196077 (МПК B64D 43/00, G01F 23/26) [3]. Устройство выполнено в виде конденсатора, одной обкладкой которого является крыло гидросамолета, второй - металлическая пластина, расположенная в заполненном диэлектриком отверстии на нижней поверхности крыла. На верхней поверхности выполнено второе отверстие, размер которого обеспечивает необходимое уменьшение величины емкости.

На основе указанного датчика возможна организация автоматического определения моментов отрыва СА от водной поверхности и касания ее при взлете и посадке на воду, т.к. емкость датчика при полете над водой на сверхмалых высотах отличается от емкости при полете на больших высотах.

Недостатком данного технического решения является то, что ряд условий внешней среды (например, влажность воздуха, соленость воды, обледенение) существенно влияют на показания емкостного датчика, что может приводить к недопустимым ошибкам и не позволяет достигнуть указанного ниже технического результата.

В качестве прототипа для заявляемого изобретения использовано решение, описанное в патенте РФ №2492121 (МПК B64D 45/04, G08G 5/02) «Способ сигнализации приводнения и взлета с водной поверхности самолета-амфибии» [4]. Указанный способ предполагает использование радиовысотомера и датчика вибраций корпуса лодки СА, которые подключают к блоку цифровой обработки сигналов.

Блок цифровой обработки является решающим устройством. Он выполняет расчет среднего за 0,25 с значения (математического ожидания) сигнала высотомера, а также среднего квадратического отклонения за 0,25 с сигнала датчика вибраций.

Результаты вычислений сравниваются с соответствующими пороговыми значениями для принятия решения о касании водной поверхности или об отрыве от нее.

После принятия решения приводятся в действие поверхности управления, и осуществляется соответствующая индикация для пилотов.

Важным недостатком прототипа является снижение безопасности эксплуатации СА, так как способ предполагает использование высотомера системы навигации, которая и обеспечивает безопасность полета. Следствием является сложность доступа к элементам системы навигации, в том числе радиовысотомеру, так как эта система находится под особым контролем.

Следующим существенным недостатком указанного известного способа является относительно высокая вероятность принятия ошибочных решений. В частности, существует возможность принятия ошибочного решения о приводнении при приземлении на аэродром, так как в этой ситуации показания высотомера и датчика вибраций близки к их показаниям при приводнении.

Также значимым недостатком прототипа является недостаточная точность моментов принятия решений о приводнении СА или отрыве его от водной поверхности. Указанный недостаток объясняется зависимостью показаний высотомера от переменных условий взлета или посадки: высоты волн, запаса топлива, массы полезной нагрузки и др. Изменение этих условий требует соответствующей подстройки пороговых уровней для обеспечения достаточной точности моментов принятия решения об отрыве от воды или приводнении. Такая подстройка не всегда возможна, так как априорные сведения об условиях посадки не всегда могут обладать достаточной для этого полнотой. Указанное обстоятельство предопределяет недостаточную точность моментов принятия решений о приводнении или отрыве от водной поверхности при использовании известного способа.

Перечисленные недостатки препятствуют использованию известных технических решений для работы в составе систем автоматического управления движением СА, предназначенных для приведения в действие поверхностей управления при обеспечении посадки на водную поверхность и при отрыве от нее при взлете, а также для индикации принятого решения.

В основу изобретения положена задача, заключающаяся в разработке способа сигнализации приводнения и взлета с водной поверхности СА и устройства для его реализации, лишенных вышеизложенных недостатков и обеспечивающих:

- повышение безопасности эксплуатации СА;

- снижение вероятности принятия ошибочных решений;

- повышение точности определения моментов касания и отрыва от водной поверхности при посадке и взлете СА.

Указанный технический результат достигается тем, что в заявляемом способе сигнализации приводнения и взлета с водной поверхности СА измеряют уровень вибраций корпуса лодки СА при помощи датчика вибраций (ДВ) и сравнивают его с пороговым значением. Способ отличается тем, что дополнительно измеряют уровень гидростатического давления на корпус лодки СА при помощи датчика гидростатического давления (ДГД) и сравнивают его с пороговым значением, а также контролируют выпуск шасси при помощи датчика выпуска шасси (ДВШ); при этом, если уровень вибраций корпуса превышает пороговый уровень вибраций или уровень гидростатического давления превышает пороговый уровень гидростатического давления, и при этом выпуск шасси СА не был произведен, то принимают решение о приводнении; иначе принимают решение о том, что CA находится в воздушной среде.

Способ сигнализации приводнения и взлета с водной поверхности СА осуществляется устройством, содержащим ДВ и блок цифровой обработки сигналов (БЦОС), отличается тем, что содержит датчик гидростатического давления (ДГД) и датчик выпуска шасси (ДВШ), при этом ДВ подключен к первому входу БЦОС, который является входом цифрового полосового фильтра (ЦПФ), выход которого подключен ко входу вычислителя среднеквадратического отклонения (ВСКО), выход которого подключен ко входу первого порогового устройства (ПУ), выход которого подключен к первому входу схемы «ИЛИ»; ДГД подключен ко второму входу БЦОС, который является входом цифрового фильтра нижних частот (ЦФНЧ), выход которого подключен ко входу вычислителя математического ожидания (ВМО), выход которого подключен ко входу второго ПУ, выход которого подключен ко второму входу схемы «ИЛИ»; выход схемы «ИЛИ» подключен к первому входу схемы «И»; ДВШ подключен к третьему входу БЦОС, который является входом схемы «НЕ», выход которой подключен ко второму входу схемы «И», а выход схемы «И» является выходом устройства.

В частном случае реализации способа ДВ и ДГД на своих выходах формируют цифровые сигналы, а ДВШ на выходе формирует логический сигнал, который принимает значение «1», если шасси выпущено, и «0», если шасси убрано.

Сущность изобретения поясняется фигурами чертежей.

Сущность заявляемого способа поясняет фиг. 1. Сигнал x1(nT) с выхода ДВ 1 подается на первый вход БЦОС 4, сигнал x2(nT) с выхода ДГД 2 подается на второй вход БЦОС 4, сигнал x3(nT) с выхода ДВШ 3 подается на третий вход БЦОС 4; при этом БЦОС 4 осуществляет преобразования входных сигналов, описанные ниже, и формирование сигнала «Приводнение», который может быть использован для индикации, а также подан на вход системы автоматического управления движением СА.

Сигнал x1(nT) от ДВ 1 в БЦОС 4 фильтруется цифровым фильтром, согласованным по полосе частот, и вычисляется оценка среднеквадратического отклонения (СКО) в скользящем окне в соответствии с выражением

где n=0, 1, 2, … - индекс текущего отсчета времени;

K1 - длина скользящего окна;

- оценка математического ожидания сигнала в скользящем окне.

Сигнал x2(nT) от ДГД 2 в БЦОС 4 фильтруется цифровым фильтром, согласованным по полосе частот, и вычисляется оценка математического ожидания (МО) в скользящем окне в соответствии с выражением

где n=0, 1, 2, …;

K2 - длина скользящего окна.

Найденные значения y1,СКО(nT), y2,MO(nT) в БЦОС 4 сравниваются с заранее установленными пороговыми значениями h1, h2 соответственно. Если y1,СКО(nT)>h1 или y2,МО(nT)>h2, и при этом сигнал датчика выпуска шасси x3(nT) принимает логическое значение «1», то вырабатывается сигнал «Приводнение».

С выхода БЦОС 4 сигнал «Приводнение» подается на устройство индикации и/или на вход устройства автоматического управления движением СА.

Структуру устройства, реализующего заявленный метод, поясняет фиг. 2.

Работа устройства заключается в следующем. Сигнал x1(nT) от ДВ 1 подается на ЦПФ 4, согласованный по полосе со спектром гидродинамических воздействий на днище лодки СА при касании воды и глиссировании. Сигнал y(nT) с выхода ЦПФ 4 подается на ВСКО 6 в скользящем окне в соответствии с выражением (1). Сигнал y1СКО(nT), представляющий собой последовательность мгновенных значений СКО в скользящем окне, подается на ПУ 8, которое формирует на выходе логический сигнал y1>h1(nT), который принимает значение «1», если y1CKO(nT) превышает заранее установленный порог h1, или «0», если y1СКО(nT) не превышает h1. Сигнал y1>h1(nT) подается на первый вход схемы «ИЛИ».

Сигнал x2(nT) от ДГД 2 подается на ЦФНЧ 5, согласованный по полосе со спектром гидростатических воздействий на днище лодки СА при переходе из воздушной среды в водную или обратно. Сигнал y(nT) с выхода ЦФНЧ 5 подается на ВМО 7 в соответствии с выражением (2). Сигнал y2MO(nT), представляющий собой последовательность мгновенных значений МО в скользящем окне, подается на ПУ 9, которое формирует на выходе логический сигнал y2>h2(nT), который принимает значение «1», если y2CK3(nT) превышает заранее установленный порог h2, или «0», если y2CKO(nT) не превышает h2. Сигнал y2>h2(nT) подается на второй вход схемы «ИЛИ».

На выходе схемы «ИЛИ» формируется сигнал y1>h1(nT) V y2>h2(nT), который подается на первый вход схемы «И».

Сигнал x3(nT) от ДВШ 3 подается на вход схемы «НЕ» 11, которая инвертирует его. Инвертированный сигнал подается на второй вход схемы «И».

На выходе схемы «И» формируется сигнал П(nT) «Приводнение»:

.

В частном случае реализации устройства ВСКО производит вычисление СКО сигнала в окне длиной 0,25 с, а ВМО вычисляет МО сигнала в окне 0,25 с.

Все использованные математические и логические операции являются известными, однако их взаимосвязь и предложенная последовательность выполнения позволяют добиться нового технического результата.

Преимущество изобретения состоит в том, что предлагаемый способ сигнализации приводнения и взлета с водной поверхности СА и устройство для его реализации обеспечивают повышение безопасности эксплуатации СА, снижение вероятности принятия ошибочных решений и повышение точности определения моментов касания и отрыва от водной поверхности при посадке и взлете СА.

Источники информации

1. Пат. 6927702 США, МПК G08B 21/00. Landing Gear Warning System / Robert D. Wiplinger; заявлено 11.06.2003; опубл. 9.08.2005.

2. Пат. 7350751 США, МПК В64С 25/54. Anti-Flip Landing Gear for Aircraft / Thomas Hawkins; заявлено 7.04.2006; опубл. 1.04.2008.

3. Пат. 2196077 Рос. Федерация, МПК B64D 43/00, G01F 23/26. Емкостный датчик сверхмалых высот полета гидросамолета / Мушенко А.С., Самоделкова В.В., Мушенко А.С., Калюжный Г.Г., Явкин А.В., Лобач В.Т., Долбня Л.А.; заявлено 17.01.2001; опубл. 10.01.2003.

4. Пат. 2492121 Рос. Федерация, МПК B64D 45/04, G08G 5/02. Способ сигнализации приводнения и взлета с водной поверхности самолета-амфибии / Маркович И.И., Грецов А.В., Макарчук А.В.; заявлено 2.12.2011; опубл. 10.09.2013.

1. Способ сигнализации приводнения и взлета с водной поверхности самолета-амфибии, заключающийся в том, что измеряют уровень вибраций корпуса лодки самолета-амфибии при помощи датчика вибраций и сравнивают его с пороговым значением, и отличающийся тем, что также измеряют уровень гидростатического давления на корпус лодки самолета-амфибии при помощи датчика гидростатического давления и сравнивают его с пороговым значением, а также контролируют выпуск шасси при помощи датчика выпуска шасси; при этом, если уровень вибраций корпуса превышает пороговый уровень вибраций или уровень гидростатического давления превышает пороговый уровень гидростатического давления, и при этом выпуск шасси самолета-амфибии не был произведен, то принимают решение о приводнении; иначе принимают решение о том, что лодка самолета-амфибии находится в воздушной среде.

2. Устройство сигнализации приводнения и взлета с водной поверхности самолета-амфибии, предназначенное для осуществления способа по п. 1, содержащее датчик вибраций и блок цифровой обработки сигналов, отличается тем, что содержит датчик гидростатического давления и датчик выпуска шасси, при этом датчик вибраций подключен к первому входу блока цифровой обработки сигналов, который является входом цифрового полосового фильтра, выход которого подключен ко входу вычислителя среднеквадратического отклонения, выход которого подключен ко входу первого порогового устройства, выход которого подключен к первому входу схемы «ИЛИ»; датчик гидростатического давления подключен ко второму входу блока цифровой обработки сигналов, который является входом цифрового фильтра нижних частот, выход которого подключен ко входу вычислителя математического ожидания, выход которого подключен ко входу второго порогового устройства, выход которого подключен ко второму входу схемы «ИЛИ»; выход схемы «ИЛИ» подключен к первому входу схемы «И»; датчик выпуска шасси подключен к третьему входу БЦОС, который является входом схемы «НЕ», выход которой подключен ко второму входу схемы «И», а выход схемы «И» является выходом устройства.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиации, в частности к многопозиционным системам посадки воздушных судов (ВС) в условиях сложного рельефа местности. Достигаемый технический результат - повышение надежности безопасного вывода ВС на посадку.

Изобретение относится к способу управления летательным аппаратом (ЛА) при заходе на посадку. Для управления ЛА при заходе на посадку измеряют с помощью инерциальной навигационной системы (ИНС), систем воздушных сигналов (СВС), спутниковой навигационной системы (СНС) курс, крен и тангаж ЛА, угловую, горизонтальную и вертикальную скорости ЛА, координаты и высоту ЛА, формируют курс взлетно-посадочной полосы (ВПП) на основе уточненных координат высоты ЛА и координат высоты ВПП, формируют сигналы управления угловым положением ЛА по крену и тангажу, измеряют в автоматическом или ручном режиме угловое положение ЛА в соответствии со сформированными сигналами управления, формируют траекторию посадки с заданным экипажем углом наклона, совпадающую по направлению с курсом ВПП, с помощью курсового, глиссадного и дальномерного радиомаяков (КРМ, ГРМ и ДРМ).

Способ посадки летательного аппарата, при котором используется штатные приводные радиолокационные и навигационные системы, а также лазерная система автоматического управления посадкой, содержащая два полусферических, сферический, четыре цилиндрических датчика лазерного излучения, контроллер лазерной системы, лазерный излучатель, включающий лазер и два электромеханических преобразователя, объединенные в двухкоординатный модуль поворота мощного лазера.

Изобретение относится к авиационной технике. Система автоматического управления самолетом при заходе на посадку содержит посадочную радиотехническую систему, включающую в себя связанные через радиоканал наземный глиссадный радиомаяк, бортовой глиссадный радиоприемник и дальномер.

Изобретение относится к области авиации, в частности к области способов помощи в навигации для определения траектории летательного аппарата. Технический результат - ограничение использования процедур увода при потере спутниковой навигационной информации, что позволяет уменьшить насыщенность воздушного пространства и ограничить затраты и продолжительность полетов.

Изобретение предназначено для применения в области авиационного приборостроения, в частности в пилотажно-навигационном оборудовании летательных аппаратов (ЛА). Технический результат - повышение надежности и безопасности совершения посадки ЛА, увеличение точности формирования заданной траектории посадки.

Изобретение относится к инструментальным системам захода самолетов на посадку. .

Изобретение относится к гидроавиации, в частности к самолетам-амфибиям, и предназначено для использования в автоматических системах управления посадкой и взлетом с водной поверхности самолетов-амфибий.

Изобретение относится к способам обеспечения безопасности эксплуатации летательных аппаратов. .

Изобретение относится к радионавигации и может использоваться в пилотажно-навигационных системах ориентации летательного аппарата (ЛА), например, при заходе на посадку по приборам.

Изобретение относится к способу управления летательным аппаратом (ЛА) при заходе на посадку. Для управления ЛА при заходе на посадку измеряют с помощью инерциальной навигационной системы (ИНС), систем воздушных сигналов (СВС), спутниковой навигационной системы (СНС) курс, крен и тангаж ЛА, угловую, горизонтальную и вертикальную скорости ЛА, координаты и высоту ЛА, формируют курс взлетно-посадочной полосы (ВПП) на основе уточненных координат высоты ЛА и координат высоты ВПП, формируют сигналы управления угловым положением ЛА по крену и тангажу, измеряют в автоматическом или ручном режиме угловое положение ЛА в соответствии со сформированными сигналами управления, формируют траекторию посадки с заданным экипажем углом наклона, совпадающую по направлению с курсом ВПП, с помощью курсового, глиссадного и дальномерного радиомаяков (КРМ, ГРМ и ДРМ).

Многопозиционная система посадки воздушных судов содержит не менее четырех наземных приемопередающих радиостанций с высокоточными синхронизированными часами, расположенных в точках, известных с высокой точностью и являющихся вершинами многоугольника, в центре которого расположена взлетно-посадочная полоса.

Изобретение относится к авиационной технике. Система автоматического управления самолетом при заходе на посадку содержит посадочную радиотехническую систему, включающую в себя связанные через радиоканал наземный глиссадный радиомаяк, бортовой глиссадный радиоприемник и дальномер.

Изобретение относится к бортовому авиационному оборудованию. Согласно изобретению в штатный самолетный электромеханический барометрический высотомер введены: компьютер вычисления коррекции, узлы отработки и световой сигнализации, а также электронный узел ввода коррекции.

Изобретение относится к комплексной системе управления траекторией летательного аппарата при заходе на посадку. Система включает инерциальную навигационную систему, систему воздушных сигналов, индикатор посадочных сигналов (ИПС), блок комплексной обработки информации (КОИ), спутниковую навигационную систему, блок памяти, блок определения параметров взлетно-посадочной полосы (ВПП), блок определения местоположения виртуального курсо-глиссадного радиомаяка (ВКГРМ), блок определения пеленга и дальности ВКГРМ, первый и второй сумматоры, блок определения угла места ВКГРМ.

Изобретение относится к комплексным автоматизированным системам управления посадкой летательных аппаратов и может быть использовано для осуществления безопасной посадки самолета или вертолета в условиях плохой видимости.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам управления полетом летательных аппаратов. Устройство (5) содействия пилотированию содержит вычислительный блок (10) и блок (20) визуального отображения.

Изобретение относится к оборудованию аэродромов, в частности к средствам обеспечения посадки летательных аппаратов в ограниченной видимости. Взлетно-посадочная полоса (ВПП) состоит из искусственного покрытия (1), вогнутого к середине участка с перепадом высот более 10 м, радио- и осветительного оборудования, двух имитаторов подвижных радиолокационных целей (3-1, 3-2).

Изобретение предназначено для применения в области авиационного приборостроения, в частности в пилотажно-навигационном оборудовании летательных аппаратов (ЛА). Технический результат - повышение надежности и безопасности совершения посадки ЛА, увеличение точности формирования заданной траектории посадки.

Изобретение относится к гидроавиации, в частности к самолетам-амфибиям, и предназначено для использования в автоматических системах управления посадкой и взлетом с водной поверхности самолетов-амфибий.
Наверх