WO2018137004A2 - Аэрометрический способ и устройство (система) для измерений пространственного положения, рыскания и боковой скорости воздушных судов - Google Patents
Аэрометрический способ и устройство (система) для измерений пространственного положения, рыскания и боковой скорости воздушных судов Download PDFInfo
- Publication number
- WO2018137004A2 WO2018137004A2 PCT/AZ2018/000005 AZ2018000005W WO2018137004A2 WO 2018137004 A2 WO2018137004 A2 WO 2018137004A2 AZ 2018000005 W AZ2018000005 W AZ 2018000005W WO 2018137004 A2 WO2018137004 A2 WO 2018137004A2
- Authority
- WO
- WIPO (PCT)
- Prior art keywords
- air
- static
- aircraft
- pressures
- lateral
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Ceased
Links
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
- G01P3/00—Measuring linear or angular speed; Measuring differences of linear or angular speeds
- G01P3/62—Devices characterised by the determination or the variation of atmospheric pressure with height to measure the vertical components of speed
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
- G01P13/00—Indicating or recording presence, absence, or direction, of movement
- G01P13/02—Indicating direction only, e.g. by weather vane
- G01P13/025—Indicating direction only, e.g. by weather vane indicating air data, i.e. flight variables of an aircraft, e.g. angle of attack, side slip, shear, yaw
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D43/00—Arrangements or adaptations of instruments
- B64D43/02—Arrangements or adaptations of instruments for indicating aircraft speed or stalling conditions
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C5/00—Measuring height; Measuring distances transverse to line of sight; Levelling between separated points; Surveyors' levels
- G01C5/06—Measuring height; Measuring distances transverse to line of sight; Levelling between separated points; Surveyors' levels by using barometric means
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
- G01P5/00—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft
- G01P5/14—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft by measuring differences of pressure in the fluid
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/04—Control of altitude or depth
- G05D1/06—Rate of change of altitude or depth
- G05D1/0607—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft
Definitions
- the claimed invention (method and device) relates to measuring technique and is intended for measuring spatial position (roll and pitch), yaw and lateral speed, and can be used in measuring longitudinal and vertical speed, flight path of navigation and navigation parameters and in air control circuits ships (aircraft).
- the device is composed of a moving weather vane, a heater and a housing, inside which a conversion circuit is located to receive an electrical signal corresponding to the angle of attack, which is formed by converting the angle of rotation of the weather vane, which depends on the angle of attack of the aircraft, to the corresponding electrical value.
- the weather vane is a streamlined symmetrical body, wing-shaped, which rotates around its own axis of symmetry in accordance with the direction of the air flow, as a result of which an aerodynamically balanced state is formed. Italicized - features inherent in the subject the claimed invention.
- information is generated that contains information about static, dynamic, effective and total pressures, as well as static and total air temperatures, barometric altitude and rate of change, indicator speed, calibration and true air speeds, about the maximum operational speed of the vessel, Mach number and angle of attack.
- such systems are not able to measure pitch, roll, and yaw angles, which is a significant drawback of the aerometric method, since there are strict restrictions on the values of these angles for the aircraft.
- a device (system) for measuring air signals by the aerometric method [8, 9, 10].
- the device contains air pressure receivers with receiving holes, equipped with an electric heating anti-icing system, connected with air sensors with pressure sensors, outdoor air temperature sensors and a flight parameter calculator, where these units are located in one special aerodynamically streamlined body that is attached to an aircraft (LA), which can be made in the shape of a cone, ellipsoid, cylinder or pyramid. Highlighted in italics - features inherent in the subject of the claimed invention.
- LA aerodynamically streamlined body that is attached to an aircraft (LA), which can be made in the shape of a cone, ellipsoid, cylinder or pyramid.
- the system can be equipped with multi-rib rods as a pressure receiver.
- this is given system, it also cannot measure such necessary aerobatic parameters as pitch, roll, yaw and lateral speed of the aircraft [8].
- the closest in technical essence to the claimed method is the aerometric method: measuring barometric and relative altitude, vertical height (measuring static pressure, which varies depending on the flight altitude); indicator speed and Mach number, (by measuring dynamic pressure, which varies with changes in flight speed); air temperature; true air velocity (by measuring, static and total air pressures); and angle of attack of the aircraft (by measuring differential pressure) [11]. Highlighted in italics ⁇ features inherent in the subject of the claimed invention.
- the integrated smart calculator includes full static receivers, differential pressure receiver (non-vane measurement of the angle of attack), the air parameter computer belongs to the air signal system and is designed to provide information to the flight control system, the detection system, warning and prevention of dangerous stall. Highlighted in italics - features inherent in the subject of the claimed invention.
- Full pressure is removed from the receiver, made in the form of a tube in the form of a truncated cone, in the front part of which there is an orifice centered on the axis of symmetry.
- the total pressure is equal to the sum of the static and dynamic pressures.
- Static pressure is removed from the receiver made in the form of a straight tube with symmetrically located holes in its upper and lower parts. Information on the values of the angle of attack is generated based on the measurement
- the invention helps to eliminate the disadvantages of analogues and prototype.
- the objective of the invention is the expansion of the functions and technical capabilities of the aerometric method and device (system).
- the technical result is achieved by the fact that, in order to measure the additional parameters indicated, in addition to using air pressure receivers, in the nose left and right parts of the aircraft fuselage additionally installed in the rear of the right and left parts of the fuselage, as well as on both ends of the aircraft wing, useful information is generated : when changing the angle of heel of the aircraft, using the difference between the static air pressures of the left and right receivers of static air pressures, located additionally at the ends x parts of the wing; when changing the pitch angle of the aircraft, using the difference of the static air pressures of the bow and the additionally located tail parts of the static air pressure receivers; when yawing and the presence of lateral speed of the aircraft, using the difference of the lateral static air pressures on the installed additional air pressure receivers located in the nose and tail of the fuselage.
- left-side air pressure receivers located in front of the fuselage are additionally installed in the tail of the fuselage and the left end of the wing, equipped with an additional horizontally positioned side and holes for the perception of left-side lateral static air pressures;
- right-side pressure receivers located in the front of the fuselage, additionally installed in the rear of the fuselage and the right wing end, are additionally provided with horizontally located openings for sensing right-side lateral static air pressures; additionally installed on the end parts of the wing and the rear of the fuselage, air pressure receivers are equipped with additional vertically arranged openings for receiving static air pressures.
- the vertical movement in the space of the static air pressure receivers contributes to the difference in the static pressure on these air pressure receivers due to the different heights of their relative positions.
- the vertical movement of the static air pressure receivers additionally installed on opposite sides of the fuselage, helps to create a difference in static air pressures on these receivers due to the different heights of the relative positions.
- the lateral static air pressure increases, and on the counterclockwise aircraft the lateral static air pressure decreases.
- the aircraft Under the influence of wind, if the aircraft has left or right lateral speed (if there is no yaw) on additionally installed receivers of lateral static air pressures located in the plane of the wind, the lateral static air pressure increases, and vice versa on the opposite sides. If the aircraft simultaneously has a yaw and lateral speed under the influence of wind, the difference in the variation of the unilateral lateral static pressure of the nose and tail of the fuselage will determine the lateral speed, and the difference of the unilateral lateral static pressure of the nose and tail will characterize the angle of yaw of the aircraft.
- the aerometric method and device (system) for measuring the spatial position, yaw and lateral speed of aircraft has several advantages: • When flying over the oceans, poles of the Earth, high, extended mountain ranges in the absence of communication with navigation satellites, as well as with the ground-based radio navigation system, it has the ability to additionally measure pitch, roll, yaw and lateral speed;
- FIG. 1 shows the layout of air pressure receivers that allow the measurement of such parameters as pitch, roll, yaw, and lateral speed with an aerometric method.
- Four smart receivers located in front of the fuselage - 1 full, static, differential, and lateral static pressure receivers
- two air temperature sensors - 2 full air temperature
- four smart receivers - 3 static and lateral static pressure receivers
- computers of air signals not shown in the diagram
- the air signal computer receives signals from each pressure receivers and air temperature sensors, after which, along with the altitude and speed parameters, it additionally calculates the roll, pitch, yaw angles, as well as the lateral speed of the aircraft.
- the roll angle is formed from the difference signals of the static pressure receivers - 3, installed on the wingtips; pitch angle according to the difference signal between the static nose pressure receivers-1 and the tail static pressure receivers-3 parts of the fuselage; yaw angle according to the difference signals between the receivers of the lateral static pressure of the bow-1 and the receivers of the lateral static pressure of the tail-3 parts of the fuselage; lateral speed
- a diagram based on the perception of air parameters by information sources displays the formation of an algorithm for calculating on the computer the air signals of the proposed additional parameters, such as the roll angles, pitch, yaw, and airspeed of the aircraft in the following form:
- the angle of heel determined by y ⁇ P Struktur mL ⁇ s .
- y ⁇ 0 corresponds to the left roll, left wing down)
- Pitch angle determined by $ ⁇ ⁇ ⁇ - ⁇ or, 9 ⁇ P « réelle ⁇ > - ⁇ 2 .
- ⁇ 0 corresponds to a dive (nose down)
- P t15 - P m 0 or i > mtft p Ashr- o, 9 ⁇ o
- v WH o corresponds to the left displacement, v 1W! > o right move
- FIG. 3 shows a diagram of pressure receivers mounted on the nose of the fuselage intended for non-maneuverable aircraft (for civilian aircraft), and in the figure (figure 4) for maneuverable aircraft (for aircraft flying at high angles of attack).
- Pressure receivers consist of a full pressure receiver - 4, its pipeline - 5 and a de-icing system, differential pressure receivers - 6, characterizing the angle of attack of the aircraft, its pipeline - 7 and anti-icing system, static pressure receivers - 8, its pipeline - 9 and anti-icing system, lateral static pressure receiver - 10 of its pipeline - 11 and anti-icing system.
- Pressure receivers consist of a full pressure receiver - 4, its pipeline - 5 and a de-icing system, differential pressure receivers - 6, characterizing the angle of attack of the aircraft, its pipeline - 7 and anti-icing system, static pressure receivers - 8, its pipeline - 9 and anti-icing system, lateral static pressure receiver - 10 of its pipeline - 11 and anti-icing system.
- the holes for measuring the angle of attack - 6 must be installed as in the analogue, i.e. not on an axisymmetric body, but on a stand, close to its leading edge [10].
- FIG. 5 shows a diagram of the static and lateral static pressure receivers installed on the wingtips and the tail section of the aircraft, which consist of static pressure receivers - 12, its pipeline - 13 and the anti-icing system, the lateral static pressure receiver - 14, its pipeline - 15 and even more icy of the whole system. Anti-icing systems are not shown in the diagrams.
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Measuring Fluid Pressure (AREA)
- Indicating Or Recording The Presence, Absence, Or Direction Of Movement (AREA)
- Measuring Arrangements Characterized By The Use Of Fluids (AREA)
Abstract
Предъявляемое изобретение (способ и устройство) относится к измерительной технике и предназначено для измерений пространственного положения (крен и тангаж), рыскания и боковой скорости ВС. Задачей изобретения является расширение функций и технических возможностей аэрометрического способа и устройства. Для этого, с целью измерения дополнительных указанных параметров, кроме использования приемников воздушных давлений, в носовой левой и правой частях фюзеляжа ВС дополнительно установленными в хвостовой части правой и левой части фюзеляжа, а также на обеих концевых частях крыла ВС формирования полезных информаций осуществляются: при изменении угла крена ВС, используя разность статических воздушных давлений левой и правой приемниках статических воздушных давлений, расположенных дополнительно на концевых частей крыла; при изменении угла тангажа ВС, используя разность статических воздушных давлений носовой и, дополнительно расположенных хвостовой части приемниках статических воздушных давлений; при рыскании и наличии боковой скорости ВС, используя разность боковых статических воздушных давлений на установленных дополнительно воздушных приемниках давлений, расположенных в носовой и хвостовой части фюзеляжа.
Description
АЭРОМЕТРИЧЕСКИЙ СПОСОБ И УСТРОЙСТВО (СИСТЕМА) ДЛЯ ИЗМЕРЕНИЙ ПРОСТРАНСТВЕННОГО ПОЛОЖЕНИЯ, РЫСКАНИЯ И БОКОВОЙ СКОРОСТИ
ВОЗДУШНЫХ СУДОВ
Предъявляемое изобретение (способ и устройство) относится к измерительной технике и предназначено для измерений пространственного положения (крен и тангаж), рыскания и боковой скорости, и может быть использовано в измерителях продольной и вертикальной скорости, траектории полета пилотажно-навигационных параметров и в схемах управления воздушных судов (ВС).
Особенно большое значение приобретает процесс измерения воздушных и навигационных параметров аэрометрическими способами при выполнении межконтинентальных полетов. С целью повышения надежности достоверности полученной информации о значениях параметров полета, а также повышение эффективности определения методических погрешностей измерений, целесообразно использовать несколько, дублирующих друг друга разнотипных источников (основных и резервных), датчики которых функционируют на различных физических принципах измерений. К примеру, если полет ВС происходит в условиях отсутствия связи с навигационными спутниками, а также с наземной системой управления (такие ситуации возникают в процессе выполнения полетов над океанами, полюсами Земли, высокими, протяженными горными массивами), то в этих ситуациях, управление полностью осуществляется автономной инерциальной системой ВС, что налагает на ее эксплуатационную надежность и информационную прецизионность дополнительные требования.
Известно устройство тм&р&шт угла атаки и скольжения аэрометрическим способом, характеризующее пилотажное свойство ВС [1 , 2]. Устройство компонуются из подвижного флюгера, подогревателя и корпуса, внутри которого размещается схема преобразования для получения электрического сигнала соответствующего значению угла атаки, который формируется посредством преобразования угла механического поворота флюгера, зависящего от угла атаки ВС в соответствующую электрическую величину. Флюгер-представляет собой обтекаемое симметрическое тело, крыловидной формы, которое поворачивается вокруг собственной оси симметрии в соответствии с направлением воздушного потока, в результате чего формируется аэродинамически уравновешенное состояние. Выделенные курсивом - признаки, присущие предмету
заявляемого изобретения. Однако помимо того, что подобное устройство способно определять лишь значения угла атаки и скольжения, оно характеризируется и такими недостатками как, уменьшение чувствительности и повышение значения инструментальных ошибок, обусловленных наличием силы трения в оси вращения флюгера [1].
Известны системы воздушных сигналов (СВС) самолетов Airbus A318/319/320/321 [3], А340-500/600 [4], Boeing 747-400 [5], Boeing 767 [6], Boeing 787 [7], которые снабжены аэрометрическими системами измерения, состоящие из четырех (в Boeing 787- по три) приемников полного и шести приемников статического давления, двух датчиков температуры воздуха и угла атаки с двумя флюгерами. Приемники полного и статического давлений, а также флюгеры снабжены противообледенительными устройствами. В соответствующих блоках и вычислителях выполняются такие операции, как вычисление, подогрев датчиков давления, температуры и угла атаки, а также мониторинг неполадок в системе определения воздушных параметров.
В системах определения значений воздушных параметров формируется информация, которая содержит сведения о статическом, динамическом, действующим и полном давлениях, а также о статической и полной температурах воздуха, о барометрической высоте и скорости ее изменения, об индикаторной скорости, о калибровочной и истинной скоростях воздуха, о максимальной эксплуатационной скорости судна, числе Маха и угле атаки. Вместе с тем, подобные системы не способны измерять углы тангажа, крена и рыскания, что является существенны недостатком аэрометрического метода, ввиду того, что для ВС существуют строгие ограничения по значениям этих углов.
Известно устройство (система) измерения воздушных сигналов аэрометрическим способом [8, 9, 10]. Устройство содержит приемники воздушных давлений с приемными отверстиями, снабженные электронагревательной противообледенительной системой, соединенные пнтмотрвссами с датчиками давления, датчики температуры наружного воздуха и вычислителя параметров полета, где асе эти блоки размещены в одном специальном аэродинамически обтекаемом корпусе, крепящемся летательному аппарат (ЛА), которые могут быть выполнены в форме конуса, эллипсоида, цилиндра или пирамиды. Выделенные курсивом - признаки, присущие предмету заявляемого изобретения. Для расширения рабочего диапазона измерения параметров полета до углов атаки - 180° < a < mf и скольжения -180" < то есть во всей сфере, система может снабжаться в качестве приемника давления многореберными стержнями. Однако, несмотр на ряд преимуществ данно
системы, она также не может измерять такие необходимые пилотажные параметры как тангаж, крен, рыскание и боковую скорость ЛА [8].
Наиболее близким по технической сущности к заявляемому способу (способ прототипа) является аэрометрический способ: измерения барометрической и относительной высоты, вертикальной с рости (измерением статического давления, которое изменяется в зависимости от высоты полета); индикаторной скорости и числа Маха, (измерением динамического давления, которое изменяется в зависимости от изменения скорости полета); температуры воздуха; истинной скорости воздуха (путем измерения,, статического и полного давлений воздуха); и угла атаки ВС (путем измерения дифференциального давления) [11]. Выделенные курсивом ~ признаки, присущие предмету заявляемого изобретения. Отсутствие в процессе измерения таких параметров как: изменение статического давления на законцовках крыла, в зависимости от изменения крена; изменение статического давления в хвостовой части фюзеляжа, в зависимости от изменения тангажа; изменение бокового статического давления в хвостовой части фюзеляжа, в зависимости от изменения рыскания и боковой скорости является недостатком способа.
Наиболее близким по технической сущности к заявляемому устройству (устройство прототипа) является система измерения воздушных сигналов аэрометрическим способом, содержащее четыре смарт приемника воздушных давлений (интегрированный приемник полного/статического давлений/уела атаки), два датчика полной температуры воздуха, панель ввода давлений [1 1]. Интегрированный смарт вычислитель (приемник полного/статического давлений/угла атаки) включает в себя приемники полного статического, приемник дифференциального давления (безфлюгерное измерение угла атаки), компьютер воздушных параметров относится системе воздушных сигналов и предназначен для выдачи информаций в систему управления полетом, систему определения, предупреждения и предотвращения опасного сваливания ВС. Выделенные курсивом - признаки, присущие предмету заявляемого изобретения.
Полное давление снимается с приемника, выполненного в виде трубки в форме усеченного конуса, в фронтальной части которой расположено отаерстие с центром по оси симметрии. Полное давление равно сумме статического и динамического давлений. Статическое давление снимается с приемника выполненного в виде прямой трубки с симметрично расположенными о верствиями в ее верхней и нижней частях. Информация о значениях угла атаки формируется на основе измерения величины
з
дифференциального давления, причем соответствующий сигнал снимается с двух отверстий, симметрично расположенных на верхней и нижней поверхностях того же усеченного конуса. В результате вычислений, осуществляемы в компьютере СВС, формируются следующие данные: скорректированные значения статического и полного, динамического давлений; значение полной и статической температур воздуха наружной воздушной среды; барометрическая коррекция; значения барометрической высоты, скорректированные значения барометрической высоты; текущие значения изменений высоты полета; значения индикаторной и калибровочной скоростей, а также истинной скорости воздуха; значения максимальной эксплуатационной скорости; текущее значение числа Маха и угла атаки.
В самых современных гражданских, а также военных моделях пятого поколения ВС, таких как Airbus А380, А350, А400М, Embraer 170/190, Bombardier Learjet 85, Boeing C-130 AMP, Boeing X-45C, Lockhid Martin F-22, F-35, Northrop Grumman X-47B, Sikorsky X2, удачно используется указанная система компаний GOODRICH, UTC Aerospace Systems [12, 13]. Несмотря на многочисленные преимущества, невозможность измерения аэрометрическим способом таких параметров как углы тангажа, крена, рыскания и боковой скорости ВС является недостатком устройства (системы).
Изобретение способствует устранению недостатков в аналогах и прототипе.
Задачей изобретения является расширение функций и технических возможностей аэрометрического способа и устройства (системы).
Технический результат достигается тем, что с целью измерения дополнительных указанных параметров, кроме использования приемников воздушных давлений, в носовой левой и правой частях фюзеляжа ВС дополнительно установленными в хвостовой части правой и левой части фюзеляжа, а также на обеих концевых частях крыла ВС формирования полезных информаций осуществляются: при изменении угла крена ВС, используя разность статических воздушных давлений левой и правой приемниках статических воздушных давлений, расположенных дополнительно на концевых частях крыла; при изменении угла тангажа ВС, используя разность статических воздушных давлений носовой и, дополнительно расположенных хвостовой частях приемниках статических воздушных давлений; при рыскании и наличии боковой скорости ВС, используя разность боковых статических воздушных давлений на установленных дополнительно воздушных приемниках давлений, расположенных в носовой и хвостовой частях фюзеляжа.
Это достигается тем, что левосторонние приемники воздушных давлений, расположенные в передней части фюзеляжа, установленные дополнительно в
хвостовой части фюзеляжа и левой концевой части крыла, снабжены дополнительно горизонтально расположенными боковы и отверстиями для восприятия левосторонних боковых статических воздушных давлений; правосторонние приемники давлений, расположенные в передней части фюзеляжа, дополнительно установленные в хвостовой части фюзеляжа и правой концевой части крыла дополнительно снабжены горизонтально расположенными отверстиями для восприятия правосторонних боковых статических воздушных давлений; установленные дополнительно на концевых частях крыла и хвостовой части фюзеляжа приемники воздушных давлений снабжены дополнительно вертикально расположенными отверстиями для восприятия статических воздушных давлений. При изменении угла крена ВС вертикальное перемещение в пространстве приемников статических воздушных давлений, дополнительно установленных на концевых частях крыла, способствуют созданию разности статических давлений на этих приемниках воздушных давлений из-за различной высоты их взаимного расположения. При изменении угла тангажа ВС вертикальное перемещение приемников статических воздушных давлений, дополнительно установленных на противоположных сторонах фюзеляжа, способствует созданию разности статических воздушных давлений на тих приемниках из-за различной высоты взаимного расположения. В процессе рыскания ВС на дополнительно установленных приемниках боковых статических воздушных давлений, размещенных на противоположных сторонах фюзеляжа по направлению разворота ВС по курсу, увеличивается боковое статическое воздушное давление, а на расположенных против разворота ВС уменьшается боковое статическое воздушное давление. Под воздействием ветра, если ВС имеет левую или правую боковую скорость (если отсутствует рыскание) на дополнительно установленных приемниках боковых статических воздушных давлений, размещенных в плоскости воздействия ветра, боковое статическое воздушное давление увеличивается, а на противоположных сторонах наоборот. Если ВС одновременно имеет рыскание и боковую скорость под воздействием ветра, разность изменения одностороннего бокового статического давления носовой и хвостовой части фюзеляжа определит боковую скорость, а разность одностороннего бокового статического давления носовой и хвостовой части характеризует угол рыскания ВС.
Аэрометрический способ и устройство (система) для измерений пространственного положения, рыскания и боковой скорости воздушных судов имеет ряд преимуществ:
• При выполнении полетов над океанами, полюсами Земли, высокими, протяженными горными массивами в условиях отсутствия связи с навигационными спутниками, а также с наземной системой радионавигации, имеет возможность дополнительного измерения углов тангажа, крена, рыскания и боковой скорости;
• увеличение надежности и достоверности информации;
• повышение безопасности полетов при использовании дополнительно полученных информации в визуальных и, особенно звуковых системах оповещения и предупреждения опасных пространственных эволюций ВС, что жизненно важно при дезориентировки пилотов. Статистика показывает, что от 5 до 10% всех авиационных происшествий общего назначения могут быть отнесены к пространственной дезориентация, и 90% этих аварий являются фатальными [14]. Согласно статистике Руководства по аэронавигационной информации с 1994 по 2003 годы из-за нарушения пространственной ориентировки были зафиксированы 202 авиационных катастроф (accidents). Из них 184 (91 %) аварий являются фатальными [1 5]. Как видно, нарушение пространственной ориентировки несет в себе высокий процент погибши Обеспечение безопасности полетов занимает главное место в авиационных перевозках.
На рисунке (фиг. 1) представлена схема размещения приемников давлений воздуха, позволяющих осуществить измерения аэрометрическим способом таких параметров ка тангаж, крен, рыскание и боковую скорость. Расположенные в передней части фюзеляжа четыре смарт приемника - 1 (приемники полного, статического, дифференциального и бокового статического давлений), два датчика температуры воздуха - 2 (полная тем ера у а воздуха), четыре смарт приемника - 3 (приемники статического и бокового статического давлений), а также четыре компьютера воздушных сигналов (на схеме не показано) составляют основу аэрометрической системы.
Компьютер воздушных сигналов воспринимает сигналы с каждых приемников давлений и датчиков температуры воздуха, после чего, наряду с высотно-скоростными параметрами дополнительно вычисляет углы крена, тангажа, рыскания, а также боковую скорость ВС, Угол крена формируется по сигналам разности приемников статического давления - 3, установленных на законцовках крыльев ВС; угол тангажа по сигналам разности приемников статического давления носовой- 1 и приемников статического давления хвостовой-3 частях фюзеляжа; угол рыскания по сигналам разности приемников бокового статического давления носовой- 1 и приемников бокового статического давления хвостхдаой-3 частях фюзеляжа; боковая скорость ВС
б
по сигналам изменения разности бокового статического давления носовой- 1 и бокового статического давления хвостовой-2 частях фюзеляжа.
Представленная на рисунке (фиг. 2) схема на основе восприятия информационными источниками воздушных параметров отображает формирование алгоритма вычисления на компьютере воздушных сигналов предложенных дополнительных параметров, как углов крена, тангажа, рыскания и ооковой скорости ВС в следующем виде:
1 . Угол крена: определяется у ~ Р„мЛ ~ з . Где, у <о соответствует левому крену левое крыло вниз),, γ > 0 правому крену {правое крыло вниз). При
2. Угол тангажа: определяется $ ~ ρ^ - ^ или ,9 ~ Р«а<> - Р 2 . Где, . < 0 соответствует пикированию (нос вниз), & >о кабрированию (нос вверх). При Рт15 - Рм = 0 или i> mtft рАшг -о, 9~о
3. Угол рыскания: определяется ψ ~ (Р1тт1.Ш5 - РШет1 ш1) » (РШт{м2 - РШт1 ть) - Где, ψ < соответствует левому рысканию, ψ > соответствует правому рысканию. При {Р1иШ!, ^ - „ΜΪ) - (РШт1 хш2 - P s(al6) - 0, ^ = 0 ;
'' .!»! ~ ( in PlMerat (/* ега! mti ~ hitnral
4. Боковая скорость: i sfiJf i - ^ sto/3 - 5(fif5
sun 2 -iftrf swM ««сто/ νω/6
Где, vWH o соответствует левому перемещению, v1W! > o правому перемещению
5. При одновременном рыскании и боковой скорости ВС:
~
хШ 2 ~ Pfoteral sitHi))
На рисунках (фиг.3-6) показаны варианты комплектаций приемников полного, статического, дифференциального давлений, установленных на различных точках самолета, обеспечивающих измерения пространственного положения, рыскания и боковой скорости ВС.
На рисунке (фиг.З) показана схема приемников давления, установленных на носовой части фюзеляжа, предназначенного для неманевренных ВС (для граждански ВС), а на рисунке (фиг.4) для маневренных ВС {для ВС летающих на больших углах атаки). Приемники давлений состоят из приемника полного давления - 4, его
трубопровода - 5 и прошвообледенительной системы, приемников дифференциального давлений - 6, характеризующего угол атаки ВС, его трубопровода - 7 и противообледенительной системы, приемников статического давления - 8, его трубопровода - 9 и противообледенительной системы, приемника бокового статического давления - 10 его трубопровода - 11 и противообледенительной системы. П роти вообл еден ител ьн ые системы на схемах не показаны.
При полете на больших углах атаки, отверстия для измерения угла атаки - 6 нужно установить как и в аналоге, т.е. не на осесимметричном теле, а на стойке, вблизи от ее передней кромки [10].
На рисунке (фиг.5) показана схема приемников статического и бокового статического давлений установленных на законцовках крыла и хвостовой части ВС, которые состоят из приемников статического давления - 12, его трубопровода - 13 и противообледенительной системы, приемника бокового статического давления - 14, его трубопровода - 15 и п роти яооб леден ител ьн ой системы. Противообледенительные системы на схемах не показаны.
Сигналы дополнительных параметров, формируемые аэрометрическим способом и устройством (системой) для измерений прос ранственного положения, рыскания и боковой скорости воздушных судов, позволяющие расширению технических возможностей аэрометрического способа и устройства (системы), после вычисления компьютером воздушных параметров, с целью увеличения информационной надежности и безопасности полетов, которые могут выдаваться а пилотажно-навигационну систему, в систему оповещения и предупреждения о сваливании самолета в виде визуальной и звуковой сигнализации, а также в систему автоматического управления полетом ВС
ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ
1. В.Г.Воробьев, В.В.Глухов. И.К. адышев. Авиационные приборы, информационно измерительные системы и комплексы. Москва. Транспорт, 1992. стр. 163-168.
2. instrumentation. JAA ATPL Theoretical knowledge manual. Oxford Aviation, Frankfurt, Germany, 2001. pp.392-394.
3. Airbus A3 8/3 9/320/321. Flight Crew Operational Manual. System Description 1. pp.1337-1341.
4. Airbus A340-500/600 Technical Training Manual. Navigation. Airbus S.A.S. 31707
Biagnac Codex, France. August 2003, pp.6-13.
5. Boeing 747-400. Aircraft Maintenance Manual. Navigation. The Boeing Company, 2012. pp.47-55, pp.21 1 -219.
Boeing 767, Maintenance Training Manual. Navigation, The Boeing Company, USA, 2012. pp.64-72.
Boeing 787 Training Student Lab Notebook. Navigation Systems - Avionics Book. The Boeing Company, 2010. pp.6-38.
Вождаев E.G., Вял ков A.B., Головкин MA, Ефремов А А., Кравцов В. Г., Назаров О.И., Дятлов В Н., Климов А.С. Система измерения воздушных параметров полета. Патент РФ Ns 2290648, Б п.ЫйЗб, 2005.
Вождаев Е.С., Головкин В.А., Головкин М.А., Гуськов В. И,. Ефремов А.А., Келлер Х.-Г., Никольский А.А. Фюзеляжный приемник воздушного давления со стойкой, Патент РФ Ns 2157980, 1997.
E.S.Vozhdaev, H.-G. Kohler, MAGofovkin, VAGoiovkin, A.A.Nikoisky, A.A.Efremov, V.I.Guskov. Fuselage Pitot-Static Tube and the Aerodynamic Profile of its Strut. United States Patent US 6588285, 2003.
Embraer E-Jet 170, 190. Maintenance Training Manual. Navigation system. 2011.
pp.17-37.
www.goodrich.com. Goodrich. Sensors and Inteqrated Systems. Smart probes.
utcaerospacesystems.com. SmartProbe. Air Data Systems.
Spatial Disorientation. Visual Illusions. Federal Aviation Administration,
wvw.faa.gov/piiois/safety/pto
Safety Advisor. Safe Pilots. Safe Skies. AOPA Air Safety Foundation, 421 Aviation Way. Frederick, Maryland, 2004, p..12. www.asf.org.
Claims
1. Аэрометрический способ для измерений пространственного положения, рыскания и боковой скорости воздушных судов (ВС), заключающийся в использовании информаций от источников воздушных параметров: барометрической высоты, относительной высоты, вертикальной скорости, определяемые изменением статического давления, в зависимости от высоты полета; индикаторной скорости, числа Маха, определяемые изменением динамического давления, в зависимости от скорости полета; истинной воздушной скорости, определяемые изменением полной температуры воздуха, статического и полного давлений воздуха, в зависимости от высоты и скорости полета; угла атаки, в зависимости от изменения дифференциальных давлений, отличающийся тем, что разностью статических давлений воспринимаемых от приемников статических воздушных давлений, дополнительно установленных на концевых частях крыла, определяется угол крена; разностью статических давлений воспринимаемых от приемников статических воздушных давлений дополнительно установленных в носовой и хвостовой частях левой и правой сторонах фюзеляжа, определяется угол тангажа; на основании боковых статических давлений воспринимаемых от приемников боковых статических воздушных давлений, дополнительно установленных в носовой и хвостовой частях левой и правой сторонах фюзеляжа, определяются угол рыскания и боковая скорость ВС.
2. Аэрометрическое устройство (система) для измерения пространственного положения ВС, содержащее смарт приемники воздушных давлений (интегрированный приемник полного/статического давлений/угла атаки), два датчика полной температурь! воздуха, панель ввода давлений, составляющее систему воздушных сигналов, отличающиеся тем, что установленные дополнительно на левой и правой концевых частях крыла, а также в хвостовой части правой и левой части фюзеляжа приемники воздушных давлений, снабжены дополнительно вертикально расположенными боковыми отверстиями для восприятия статических воздушнь!х давлений, соответствующими воздухопроводами, противообледенительными нагревателями и вычислителями.
Аэрометрическое устройство (система) для измерений рыскания и боковой скорости ВС, по п.2, отличающиеся теш, что установленные в носовой и дополнительно в хвостовой части левой стороны фюзеляжа, а также левой концевой части крыла приемники воздушных давлений, снабжены дополнительно горизонтально расположенными боковыми левосторонними отверстиями для восприятия левосторонних боковых статических воздушных давлений, соответствующими воздухопроводами, противообледенительными нагревателями и вычислителями; установленные в носовой и дополнительно в хвостовой части правой части фюзеляжа, а также правой концевой части крыла приемники воздушных давлений, снабжены дополнительно горизонтально расположенными бо овыми правосторонними отверстиями для восприятия правосторонних боковых статических воздушных давлений, соответствующими воздухопроводами, лротивообледенительными нагревателями м вычислителями.
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| EP18744734.7A EP3450989A4 (en) | 2017-01-30 | 2018-01-23 | AEROMETRIC METHOD AND DEVICE (SYSTEM) FOR MEASURING THE SPATIAL POSITION, YEAR AND SIDE SPEED OF AN AIRCRAFT |
| US16/096,286 US20190137537A1 (en) | 2017-01-30 | 2018-01-23 | Aerometric method and device (system) for measuring aircraft spatial position, yaw and lateral velocity |
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| AZA20170019 | 2017-01-30 | ||
| AZA20170019 | 2017-01-30 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| WO2018137004A2 true WO2018137004A2 (ru) | 2018-08-02 |
| WO2018137004A3 WO2018137004A3 (ru) | 2018-10-25 |
Family
ID=62978083
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| PCT/AZ2018/000005 Ceased WO2018137004A2 (ru) | 2017-01-30 | 2018-01-23 | Аэрометрический способ и устройство (система) для измерений пространственного положения, рыскания и боковой скорости воздушных судов |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US20190137537A1 (ru) |
| EP (1) | EP3450989A4 (ru) |
| WO (1) | WO2018137004A2 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20220355948A1 (en) * | 2021-05-04 | 2022-11-10 | The Boeing Company | Computation of aircraft airspeed by inclusion of static air temperature |
Families Citing this family (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20190108760A1 (en) * | 2017-10-10 | 2019-04-11 | Honeywell International Inc. | System and method for developing and maintaining temperature-compensated altitude information |
| CN111811472B (zh) * | 2020-07-01 | 2022-03-29 | 亿航智能设备（广州）有限公司 | 一种气压计高度动态补偿方法、装置、计算机存储介质 |
| CN112396872B (zh) * | 2020-11-03 | 2022-04-08 | 海丰通航科技有限公司 | 一种基于计算机飞行计划cfp数据的飞机偏航判定方法、装置及存储介质 |
| CN113504786B (zh) * | 2021-07-08 | 2022-06-14 | 中国南方电网有限责任公司超高压输电公司大理局 | 一种基于风向的无人机飞行调整方法及装置 |
| US20240265813A1 (en) * | 2023-02-02 | 2024-08-08 | Arinc Incorporated | Aerodynamic instability indication of proximate uam traffic system and method |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2157980C2 (ru) | 1997-01-28 | 2000-10-20 | Центральный аэродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского | Фюзеляжный приемник воздушного давления со стойкой |
| RU2290646C1 (ru) | 2005-08-26 | 2006-12-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Система измерения воздушных параметров полета |
Family Cites Families (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2913005B2 (ja) * | 1992-04-06 | 1999-06-28 | 科学技術庁航空宇宙技術研究所長 | 多角錐台型ピトー管型プローブを用いた飛行速度ベクトル検出システム及び多角錐台型ピトー管型プローブ |
| US6419186B1 (en) * | 2000-03-31 | 2002-07-16 | Rosemount Aerospace Inc. | Standoff mounting for air data sensing probes on a helicopter |
| JP2005008059A (ja) * | 2003-06-19 | 2005-01-13 | Fuji Heavy Ind Ltd | 自動操縦装置 |
| JP4328660B2 (ja) * | 2004-04-15 | 2009-09-09 | 富士重工業株式会社 | 航空機の自動離陸装置、自動着陸装置及び自動離着陸装置並びに航空機の自動離陸方法、自動着陸方法及び自動離着陸方法 |
| US7389686B2 (en) * | 2006-03-22 | 2008-06-24 | Honeywell International Inc. | Methods and systems for determining air data parameters |
| FR2906615B1 (fr) * | 2006-09-28 | 2008-11-28 | Airbus France Sas | Dispositif d'estimation du vent pour aeronef et procede associe |
| RU137952U1 (ru) * | 2013-07-25 | 2014-02-27 | Открытое акционерное общество "Ульяновское конструкторское бюро приборостроения" (ОАО "УКБП") | Система измерения скорости и высоты |
-
2018
- 2018-01-23 WO PCT/AZ2018/000005 patent/WO2018137004A2/ru not_active Ceased
- 2018-01-23 EP EP18744734.7A patent/EP3450989A4/en not_active Withdrawn
- 2018-01-23 US US16/096,286 patent/US20190137537A1/en not_active Abandoned
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2157980C2 (ru) | 1997-01-28 | 2000-10-20 | Центральный аэродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского | Фюзеляжный приемник воздушного давления со стойкой |
| US6588285B1 (en) | 1997-01-28 | 2003-07-08 | Nord-Micro Elektronik Feinmechanik Ag | Fuselage pitot-static tube and the aerodynamic profile of its strut |
| RU2290646C1 (ru) | 2005-08-26 | 2006-12-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Система измерения воздушных параметров полета |
Non-Patent Citations (9)
| Title |
|---|
| "Aircraft Maintenance Manual. Navigation", 2012, THE BOEING COMPANY, pages: 47 - 55,211-219 |
| "Flight Crew Operating Manual", SYSTEM DESCRIPTION, pages 1337 - 1341 |
| "Maintenance Training Manual", 2011, NAVIGATION SYSTEM, pages: 17 - 37 |
| "Maintenance Training Manual. Navigation", 2012, THE BOEING COMPANY, pages: 64 - 72 |
| "Technical Training Manual. Navigation", August 2003, AIRBUS S.A.S. 31707 BLAGNAC CEDEX, pages: 6 - 13 |
| "Theoretical knowledge manual", 2001, OXFORD AVIATION, pages: 392 - 394 |
| "Training Student Lab Notebook. Navigation Systems - Avionics Book", 2010, THE BOEING COMPANY, pages: 6 - 38 |
| See also references of EP3450989A4 |
| V.G. VOROBYEV; V.V. GLUKHOV; I.K. KADYSHEV: "Aircraft instruments, information and measurement systems and complexes", MOSCOW. TRANSPORT, 1992, pages 163 - 168 |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20220355948A1 (en) * | 2021-05-04 | 2022-11-10 | The Boeing Company | Computation of aircraft airspeed by inclusion of static air temperature |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| WO2018137004A3 (ru) | 2018-10-25 |
| US20190137537A1 (en) | 2019-05-09 |
| EP3450989A4 (en) | 2019-12-25 |
| EP3450989A2 (en) | 2019-03-06 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| WO2018137004A2 (ru) | Аэрометрический способ и устройство (система) для измерений пространственного положения, рыскания и боковой скорости воздушных судов | |
| US8219264B1 (en) | Close formation flight positioning system using air data measurements | |
| Haering Jr | Airdata measurement and calibration | |
| US10352813B2 (en) | Calibration of aircraft instruments using a laser sensor | |
| US6484072B1 (en) | Embedded terrain awareness warning system for aircraft | |
| US20130311013A1 (en) | Measurement Assisted Aerodynamic State Estimator | |
| US20160334253A1 (en) | Device for measuring the travelling speed of a fluid in relation to an object | |
| Mahapatra | Aviation Weather Surveillance Systems: Advanced Radar and Surface Sensors for Flight Safety and Air Traffic Management | |
| Snyder et al. | Comparison of experimental and computational ship air wakes for a naval research vessel | |
| Haering et al. | Airborne shaped sonic boom demonstration pressure measurements with computational fluid dynamics comparisons | |
| Wu et al. | Effect of and protection from ice accretion on aircraft | |
| Thompson et al. | Flight Calibration of Four Airspeed Systems on a Swept-Wing Airplane at Mach Numbers up to 1.04 by the NACA Radar-Phototheodolite Method | |
| Nagabhushana | Aircraft instrumentation and systems | |
| Soares | Flight Data Monitoring and its Application on Algorithms for Precursor Detection | |
| RU2331892C2 (ru) | Способ определения компонента скорости летательного аппарата | |
| RU2439584C1 (ru) | Бортовая система информационной поддержки экипажа вертолета | |
| Karimli et al. | Modeling of a Complex Digital Air Data System for Measuring Attitude and Flight Direction of Aircraft | |
| Nebylov et al. | Development stages and prospects of flight control and navigation complexes for aircraft | |
| Jackel et al. | Experimental study of ice formation on an aeronautical pitot probe | |
| Finch et al. | Launch, Low-Speed, and Landing Characteristics Determined From the First Flight of the North American X-15 Research Airplane | |
| Kish et al. | Pitot static testing of the RU-38A | |
| Heinrich | Learning to Stall: Using in-air pressure data to identify, characterise and control fixed-wing aircraft stall | |
| RU2650415C1 (ru) | Способ измерения и аэрометрический измеритель параметров ветра на борту самолета | |
| Brown | Determining Pitot-static Position Error Corrections In-ground Effect | |
| Soldatkin et al. | A starting system of warning the critical conditions for a single-rotor helicopter |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| WWE | Wipo information: entry into national phase |
Ref document number: 2018744734 Country of ref document: EP |
|
| 121 | Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application |
Ref document number: 18744734 Country of ref document: EP Kind code of ref document: A2 |
|
| ENP | Entry into the national phase |
Ref document number: 2018744734 Country of ref document: EP Effective date: 20181127 |
|
| NENP | Non-entry into the national phase |
Ref country code: DE |