RU2018106461A - Система оценки воздушной скорости летательного аппарата на основании модели лобового сопротивления - Google Patents

Система оценки воздушной скорости летательного аппарата на основании модели лобового сопротивления Download PDF

Info

Publication number
RU2018106461A
RU2018106461A RU2018106461A RU2018106461A RU2018106461A RU 2018106461 A RU2018106461 A RU 2018106461A RU 2018106461 A RU2018106461 A RU 2018106461A RU 2018106461 A RU2018106461 A RU 2018106461A RU 2018106461 A RU2018106461 A RU 2018106461A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
mdl
aircraft
drag
qbar
dynamic pressure
Prior art date
Application number
RU2018106461A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2018106461A3 (ru
RU2756243C2 (ru
Inventor
Цзя ЛО
Дуглас Ли УИЛСОН
Original Assignee
Зе Боинг Компани
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Зе Боинг Компани filed Critical Зе Боинг Компани
Publication of RU2018106461A publication Critical patent/RU2018106461A/ru
Publication of RU2018106461A3 publication Critical patent/RU2018106461A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2756243C2 publication Critical patent/RU2756243C2/ru

Links

Classifications

    • 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
    • G01P5/16—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 using Pitot tubes, e.g. Machmeter
    • G01P5/17—Coupling arrangements to the indicating device
    • G01P5/175—Coupling arrangements to the indicating device with the determination of Mach number
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
    • G01P21/00—Testing or calibrating of apparatus or devices covered by the preceding groups
    • G01P21/02—Testing or calibrating of apparatus or devices covered by the preceding groups of speedometers
    • G01P21/025—Testing or calibrating of apparatus or devices covered by the preceding groups of speedometers for measuring speed of fluids; for measuring speed of bodies relative to fluids
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C23/00—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for
    • 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
    • B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
    • 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
    • B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
    • B64D45/0005—Devices specially adapted to indicate the position of a movable element of the aircraft, e.g. landing gear
    • 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
    • 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
    • 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
    • G01P5/16—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 using Pitot tubes, e.g. Machmeter

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Traffic Control Systems (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
  • Feedback Control In General (AREA)
  • Measuring Fluid Pressure (AREA)
  • Force Measurement Appropriate To Specific Purposes (AREA)

Claims (62)

1. Система (10) оценки множества параметров воздушной скорости для непрерывного расчета воздушной скорости летательного аппарата (18), содержащая:
один или более процессоров (32) и
память (34), соединенную с указанными одним или более процессорами (32) и хранящую данные, содержащие базу данных (44) и программный код, который, при его исполнении указанными одним или более процессорами (32), побуждает указанную систему (10):
принимать множество рабочих параметров (20), каждый из которых представляет режим работы летательного аппарата (18);
определять коэффициент (CD) лобового сопротивления по оси полусвязанной системы координат на основании указанного множества рабочих параметров (20), при этом коэффициент (CD) лобового сопротивления по оси полусвязанной системы координат количественно определяет лобовое сопротивление по оси полусвязанной системы координат летательного аппарата (18), создаваемое при высокоскоростном режиме;
определять коэффициент (CL) подъемной силы по оси связанной системы координат на основании указанного множества рабочих параметров (20), при этом коэффициент (CL) подъемной силы по оси связанной системы координат соответствует подъемной силе летательного аппарата (18), создаваемой вдоль вертикальной оси связанной системы координат при низкоскоростном режиме;
оценивать динамическое давление (Qbar) на основании одного из коэффициента (CD) лобового сопротивления по оси полусвязанной системы координат и коэффициента (CL) подъемной силы по оси связанной системы координат и оценивать указанное множество параметров воздушной скорости на основании динамического давления (Qbar).
2. Система (10) по п. 1, выполненная с возможностью определения, что летательный аппарат (18) работает в высокоскоростном режиме на основании:
определения, что множество закрылков (28) летательного аппарата (18) убраны; и
при приеме оцененного числа (MMDL) Маха со значением, превышающим приблизительно 0,4.
3. Система (10) по п. 1 или 2, выполненная с возможностью определения, что летательный аппарат (18) работает в низкоскоростном режиме,
на основании определения, что множество закрылков (28) летательного аппарата (18) не убраны; или
при приеме оцененного числа (MMDL,) Маха со значением, меньшим или равным приблизительно 0,4.
4. Система (10) по п. 1 или 2, определяющая, посредством логической схемы гистерезисной функции, что
при увеличении оцененного числа (MMDL) Маха от значения, меньше приблизительно 0,4, до значения, больше приблизительно 0,4, с погрешностью приблизительно 0,02 и при уборке множества закрылков (28) происходит переключение летательного аппарата (18) из низкоскоростного режима в высокоскоростной режим, а
при уменьшении оцененного числа (MMDL) Маха до значения, меньше или равно приблизительно 0,4, с погрешностью приблизительно 0,02 происходит переключение летательного аппарата (18) из высокоскоростного режима в низкоскоростной режим.
5. Система по п. 1 или 2, выполненная с возможностью:
переключения значения оцененного динамического давления (Qbar) между динамическим давлением (Qbardrag) и динамическим давлением (QbarLift) на основании алгоритма (94) сглаживания перехода, который постепенно изменяет значение оцененного динамического давления (Qbar) в течение периода времени.
6. Система (10) по п. 1 или 2, в которой указанные параметры воздушной скорости содержат оцененное число (MMDL) Маха, эквивалентную воздушную скорость (VeasMDL), давление (QcMDL) ударной нагрузки, откалиброванную воздушную скорость (VcasMDL) и истинную воздушную скорость (VtMDL) летательного аппарата (18).
7. Система (10) по п. 1 или 2, в которой указанное множество рабочих параметров (20) содержат угол (α) атаки, угол (β) бокового скольжения, множество положений поверхностей управления, содержащих множество положений интерцепторов и положение руля направления, положение поверхности стабилизатора, положение закрылков, положение шасси и оцененное число (MMDL) Маха.
8. Система (10) по п. 7, в которой коэффициент (CD) лобового сопротивления по оси полусвязанной системы координат определен следующим образом:
CD=CD1(α, MMDL)+CD2(Flap, MMDL)+CD3(Gear, MMDL)+CD4(Spoiler, α, MMDL)+CD5 (stabilizer, α, MMDL)+CD6(rudder, β, MMDL)
где
«Flap» представляет положение закрылков, являющееся показательным в отношении положения закрылков (28) крыльев (16),
«Gear» представляет положение шасси,
«Spoiler» представляет множество положений интерцепторов,
«Stabilizer» представляет положение поверхности стабилизатора,
«rudder» представляет положение руля направления, а
каждая из составляющих CD1-CD6 определена на основании соответствующих таблиц поиска, сохраненных в памяти (34).
9. Система (10) по п. 1 или 2, выполнена с возможностью оценки динамического давления (Qbardrag) при высокой скорости на основании модели лобового сопротивления летательного аппарата (18),
при этом динамическое давление (Qbardrag) при высокой скорости используется для определения динамического давления (Qbar), только если летательный аппарат (18) не работает в низкоскоростном режиме.
10. Система (10) по п. 9, в которой динамическое давление (Qbardrag) при высокой скорости определено на основании составляющей TXS силы тяги по направленной вперед оси полусвязанной системы координат, который определен путем вычитания силы воздушного сопротивления входа турбореактивного двигателя из полной силы тяги турбореактивного двигателя.
11. Способ оценки множества параметров воздушной скорости для непрерывного расчета воздушной скорости летательного аппарата (18), включающий:
прием, посредством компьютера (30), множества рабочих параметров (20), каждый из которых представляет режим работы летательного аппарата (18);
определение, посредством компьютера (30), коэффициента (CD) лобового сопротивления по оси полусвязанной системы координат на основании указанного множества рабочих параметров (20), при этом коэффициент (CD) лобового сопротивления по оси полусвязанной системы координат количественно определяет лобовое сопротивление по оси полусвязанной системы координат летательного аппарата (18), создаваемое при высокоскоростном режиме;
определение коэффициента (CL) подъемной силы по оси связанной системы координат на основании указанного множества рабочих параметров (20), при этом коэффициент (CL) подъемной силы по оси связанной системы координат соответствует подъемной силе летательного аппарата (18), создаваемой вдоль вертикальной оси связанной системы координат при низкоскоростном режиме;
оценку динамического давления (Qbar) на основании одного из коэффициента (CD) лобового сопротивления по оси полусвязанной системы координат и коэффициента (CL) подъемной силы по оси связанной системы координат и
оценку указанного множества параметров воздушной скорости на основании динамического давления (Qbar).
12. Способ по п. 11, включающий определение того, что летательный аппарат (18) работает в высокоскоростном режиме на основании
определения того, что множество закрылков (28) летательного аппарата (18) убраны, и
при приеме оцененного числа (MMDL) Маха со значением, превышающим приблизительно 0,4.
13. Способ по п. 11 или 12, включающий определение того, что летательный аппарат (18) работает в низкоскоростном режиме на основании
определения того, что множество закрылков (28) летательного аппарата (18) убраны, или
при приеме оцененного числа (MMDL) Маха со значением, меньшим или равным приблизительно 0,4.
14. Способ по п. 11 или 12, включающий:
при увеличении оцененного числа (MMDL) Маха от значения, меньше приблизительно 0,4, до значения, больше приблизительно 0,4, с погрешностью приблизительно 0,02 и при уборке множества закрылков (28) определение, посредством логической схемы гистерезисной функции, что происходит переключение летательного аппарата (18) из низкоскоростного режима в высокоскоростной режим и
при уменьшении оцененного числа (MMDL) Маха до значения, меньше или равно приблизительно 0,4, с погрешностью приблизительно 0,02 определение, посредством логической схемы гистерезисной функции, того, что происходит переключение летательного аппарата (18) из высокоскоростного режима в низкоскоростной режим.
15. Способ по п. 11 или 12, включающий переключение значения оцененного динамического давления (Qbar) между динамическим давлением (Qbardrag) и динамическим давлением (QbarLift) на основании алгоритма (94) сглаживания перехода, который постепенно изменяет значение оцененного динамического давления (Qbar) в течение периода времени.
16. Способ по п. 11 или 12, согласно которому указанные параметры воздушной скорости содержат оцененное число (MMDL) Маха, эквивалентную воздушную скорость (VeasMDL), давление (QcMDL) ударной нагрузки, откалиброванную воздушную скорость (VcasMDL) и истинную воздушную скорость (VtMDL) летательного аппарата (18).
17. Способ по п. 11 или 12, согласно которому указанное множество рабочих параметров (20) содержат угол (α) атаки, угол (β) бокового скольжения, множество положений поверхностей управления, содержащих положение интерцептора и положение руля направления, положение поверхности стабилизатора, множество положений закрылков, положение шасси и оцененное число (MMDL) Маха.
18. Способ по п. 17, включающий определение коэффициента (CD) лобового сопротивления по оси полусвязанной системы координат следующим образом:
CD=CD1(α, MMDL)+CD2(Flap, MMDL)+CD3(Gear, MMDL)+CD4(Spoiler, α, MMDL)+CD5(stabilizer, α, MMDL)+CD6(rudder, β, MMDL)
где
«Flap» представляет положение закрылков, являющееся показательным в отношении положения закрылков (28) крыльев (16),
«Gear» представляет положение шасси,
«Spoiler» представляет множество положений интерцепторов,
«Stabilizer» представляет положение поверхности стабилизатора,
«rudder» представляет положение руля направления, а
каждая из составляющих CD1-CD6 определена на основании соответствующих таблиц поиска, сохраненных в памяти (34) компьютера (30).
19. Способ по п. 11 или 12, включающий оценку динамического давления (Qbardrag) при высокой скорости на основании модели лобового сопротивления летательного аппарата (18),
при этом динамическое давление (Qbardrag) при высокой скорости используют для определения динамического давления (Qbar), только если летательный аппарат (18) не работает в низкоскоростном режиме.
20. Способ по п. 19, включающий определение динамического давления (Qbardrag) при высокой скорости на основании составляющей (TXS) силы тяги по направленной вперед оси полусвязанной системы координат, определенного путем вычитания силы воздушного сопротивления входа из полной силы тяги турбореактивного двигателя летательного аппарата (18).
RU2018106461A 2017-06-12 2018-02-21 Система и способ оценки воздушной скорости летательного аппарата на основании модели лобового сопротивления RU2756243C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15/620,224 2017-06-12
US15/620,224 US10768201B2 (en) 2017-06-12 2017-06-12 System for estimating airspeed of an aircraft based on a drag model

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2018106461A true RU2018106461A (ru) 2019-08-22
RU2018106461A3 RU2018106461A3 (ru) 2021-06-28
RU2756243C2 RU2756243C2 (ru) 2021-09-28

Family

ID=61837690

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018106461A RU2756243C2 (ru) 2017-06-12 2018-02-21 Система и способ оценки воздушной скорости летательного аппарата на основании модели лобового сопротивления

Country Status (7)

Country Link
US (1) US10768201B2 (ru)
EP (1) EP3415924B1 (ru)
JP (1) JP7063732B2 (ru)
CN (1) CN109018421B (ru)
BR (1) BR102018008362B1 (ru)
CA (1) CA2995964C (ru)
RU (1) RU2756243C2 (ru)

Families Citing this family (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10605822B2 (en) * 2017-06-12 2020-03-31 The Boeing Company System for estimating airspeed of an aircraft based on a weather buffer model
EP3710902B1 (en) * 2017-11-14 2024-03-27 Gulfstream Aerospace Corporation Conversion between calibrated airspeed and true airspeed in trajectory modeling
FR3074141B1 (fr) * 2017-11-27 2019-12-20 Airbus Operations Procede et systeme d'estimation de la position de volets d'un aeronef
WO2019207377A1 (en) 2018-04-24 2019-10-31 Uber Technologies, Inc. Determining vtol departure time in an aviation transport network for efficient resource management
US11238745B2 (en) 2018-05-07 2022-02-01 Joby Aero, Inc. Dynamic aircraft routing
CN112368208A (zh) 2018-05-31 2021-02-12 杰欧比飞行有限公司 电动动力系统架构和使用该架构的容错vtol飞行器
US12006048B2 (en) 2018-05-31 2024-06-11 Joby Aero, Inc. Electric power system architecture and fault tolerant VTOL aircraft using same
WO2020009871A1 (en) 2018-07-02 2020-01-09 Joby Aero, Inc. System and method for airspeed determination
US11323214B2 (en) 2018-09-17 2022-05-03 Joby Aero, Inc. Aircraft control system
US11003196B2 (en) 2018-12-07 2021-05-11 The Boeing Company Flight control system for determining a common mode pneumatic fault
US11029706B2 (en) 2018-12-07 2021-06-08 The Boeing Company Flight control system for determining a fault based on error between a measured and an estimated angle of attack
US11066189B2 (en) 2018-12-07 2021-07-20 The Boeing Company Flight control system for determining estimated dynamic pressure based on lift and drag coefficients
WO2020118310A1 (en) 2018-12-07 2020-06-11 Joby Aero, Inc. Rotary airfoil and design method therefor
JP7275272B2 (ja) 2018-12-07 2023-05-17 ジョビー エアロ，インコーポレイテッド 航空機制御システム及び方法
US10845823B2 (en) 2018-12-19 2020-11-24 Joby Aero, Inc. Vehicle navigation system
KR20240043816A (ko) 2019-04-23 2024-04-03 조비 에어로, 인크. 배터리 열 관리 시스템 및 방법
US11230384B2 (en) 2019-04-23 2022-01-25 Joby Aero, Inc. Vehicle cabin thermal management system and method
CN114423679A (zh) 2019-04-25 2022-04-29 杰欧比飞行有限公司 垂直起降飞行器
CN113188541A (zh) * 2020-01-14 2021-07-30 广州极飞科技股份有限公司 获取无人机的空速的方法、装置、存储介质及处理器
US12012229B2 (en) 2020-03-06 2024-06-18 Joby Aero, Inc. System and method for robotic charging aircraft
CN111382522B (zh) * 2020-03-17 2023-06-02 中国人民解放军空军工程大学 一种基于起飞滑跑数据的航空发动机安装推力评估方法
DE102020107456A1 (de) * 2020-03-18 2021-09-23 Volocopter Gmbh Verfahren und Steuergerät zur Kurvenkoordinierung eines Fluggerätes sowie ein Fluggerät mit Kurvenkoordinierung
RU2744208C1 (ru) * 2020-03-24 2021-03-03 Федеральное государственное бюджетное учреждение "3 Центральный научно-исследовательский институт" Министерства обороны Российской Федерации Способ расчета индивидуальной функции сопротивления воздуха неуправляемого артиллерийского снаряда по результатам табличных стрельб по местности
US11897597B2 (en) * 2020-07-20 2024-02-13 The Boeing Company Flap pressure shape biasing
CA3143784A1 (en) 2021-02-18 2022-08-18 The Boeing Company Apparatus, systems, and methods for managing common mode pneumatic events
CN113449460B (zh) * 2021-05-20 2023-06-20 北京理工大学 破片阻力系数的测量方法、装置及计算机可读存储介质
FR3127047B1 (fr) * 2021-09-15 2023-09-22 Airbus Operations Sas Système et procédé d’estimation automatique d’une vitesse d’un aéronef lors d’un vol de l’aéronef.
CN113848977B (zh) * 2021-10-09 2023-12-22 广东汇天航空航天科技有限公司 飞行器控制方法、系统及飞行控制器
CN114814276B (zh) * 2022-03-21 2023-08-18 汕头大学 海上风电设备运行导致周边海水垂向运动流速的计算方法

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4110605A (en) * 1977-02-25 1978-08-29 Sperry Rand Corporation Weight and balance computer apparatus for aircraft
RU2331892C2 (ru) * 2006-06-05 2008-08-20 Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" Способ определения компонента скорости летательного аппарата
US8761970B2 (en) * 2008-10-21 2014-06-24 The Boeing Company Alternative method to determine the air mass state of an aircraft and to validate and augment the primary method
FR2943423B1 (fr) * 2009-03-17 2011-06-24 Airbus France Procede et dispositif pour estimer sur un aeronef au moins une caracteristique du vent.
JP5690127B2 (ja) 2010-12-14 2015-03-25 川崎重工業株式会社 飛行制御装置およびこれを備える飛行体
NO344081B1 (no) 2012-04-02 2019-09-02 FLIR Unmanned Aerial Systems AS Fremgangsmåte og anordning for å navigere et luftfartøy
US8914164B1 (en) * 2013-08-02 2014-12-16 Honeywell International Inc. System and method for computing mach number and true airspeed
US9096330B2 (en) * 2013-08-02 2015-08-04 Honeywell International Inc. System and method for computing MACH number and true airspeed
CN103852101B (zh) * 2014-02-20 2016-06-29 中国商用飞机有限责任公司 飞机空速系统迟滞时间测量装置
US9322685B2 (en) * 2014-06-30 2016-04-26 The Boeing Company MEMS-based conformal air speed sensor
US9428279B2 (en) 2014-07-23 2016-08-30 Honeywell International Inc. Systems and methods for airspeed estimation using actuation signals
FR3024238B1 (fr) * 2014-07-23 2016-12-09 Airbus Operations Sas Procede et dispositif d'estimation du nombre de mach d'un aeronef.
FR3029638B1 (fr) * 2014-12-05 2018-03-02 Airbus Operations Procede et dispositif d'estimation de la vitesse aerodynamique d'un aeronef.
RU2587389C1 (ru) * 2014-12-10 2016-06-20 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" Бортовая система измерения параметров вектора скорости ветра на стоянке, стартовых и взлетно-посадочных режимах вертолета
FR3031817B1 (fr) * 2015-01-15 2018-05-25 Laurent BERDOULAT Methode de correction du calcul d'une caracteristique de vol d'un avion par prise en compte du vent vertical, procede de calcul du coefficient de trainee
US20170088197A1 (en) * 2015-09-25 2017-03-30 GM Global Technology Operations LLC Method of using pressure sensors to diagnose active aerodynamic system and verify aerodynamic force estimation for a vehicle
US10006928B1 (en) * 2016-03-31 2018-06-26 Textron Innovations Inc. Airspeed determination for aircraft
US11149949B2 (en) * 2016-07-25 2021-10-19 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Converging duct with elongated and hexagonal cooling features

Also Published As

Publication number Publication date
CN109018421B (zh) 2023-08-04
JP7063732B2 (ja) 2022-05-09
US10768201B2 (en) 2020-09-08
CA2995964C (en) 2022-08-16
EP3415924B1 (en) 2020-01-08
BR102018008362B1 (pt) 2023-04-18
CN109018421A (zh) 2018-12-18
CA2995964A1 (en) 2018-12-12
RU2018106461A3 (ru) 2021-06-28
RU2756243C2 (ru) 2021-09-28
BR102018008362A2 (pt) 2019-03-12
EP3415924A1 (en) 2018-12-19
JP2019023067A (ja) 2019-02-14
US20180356439A1 (en) 2018-12-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2018106461A (ru) Система оценки воздушной скорости летательного аппарата на основании модели лобового сопротивления
US10101719B1 (en) Aircraft control system based on sparse set of simulation data
US8442701B2 (en) Dynamic roll angle stall protection for an aircraft
US9199726B2 (en) Wing load alleviation methods and apparatus
CA2887795C (en) Closed loop control of aircraft control surfaces
US8342445B2 (en) Horizontal tail load alleviation system
CN105759613B (zh) 倾转旋翼机的控制方法和控制装置
US9145200B2 (en) Vehicle energy control system with a single interface
CN104035447A (zh) 基于动态控制重新分配的无人飞行器姿态容错控制方法
US11822328B2 (en) Methods and systems for flight control configured for use in an electric aircraft
CN108693793A (zh) 飞行器飞行控制系统和飞行器
US11524767B2 (en) Methods and systems for flight control configured for use in an electric aircraft
US9085371B2 (en) Automatic throttle roll angle compensation
CN110554606A (zh) 一种用于高超音速飞行器的自适应容错控制方法
Jacobellis et al. Investigation of blade loads on a modern high-speed lift-offset coaxial helicopter using coupled computational fluid dynamics/computational structural dynamics
CN106354021A (zh) 基于pso的飞机纵向运动俯仰角控制系统pid优化方法
US20180148034A1 (en) Device and method for controlling a propulsion effect of a ship
Katz Classical and potential flow based aerodynamics-do we need them?
Ming-Chao et al. Reconfigurable control based on neural network for multi-effectors aircraft
US10793260B1 (en) Methods and systems for controlling aircraft flight performance
JP2021064308A (ja) 最適制御システム
JPH10167194A (ja) 操縦舵面損傷検出機能を有する飛行制御装置
Yan et al. A Grey Wolf Optimization⁃ Based Tilt Tri⁃ rotor UAV Altitude Control in Transition Mode.
CN118034071B (zh) 飞行器控制分配方法、装置、飞行器、存储介质及产品
Agostinelli et al. A Fast Approach to Model the Effects of Propeller Slipstream on Wing Load Distribution