RU2183010C2

RU2183010C2 - Method of measurement of extra low flight altitude of aircraft, mainly seaplane above water surface and parameters of sea swell

Info

Publication number: RU2183010C2
Application number: RU99116289A
Authority: RU
Inventors: А.С. Мушенко; В.В. Самоделкова; Г.С. Панатов; А.В. Явкин; В.Т. Лобач; Л.А. Долбня
Original assignee: Открытое акционерное общество Таганрогский авиационный научно-технический комплекс им. Г.М. Бериева
Priority date: 1999-07-27
Filing date: 1999-07-27
Publication date: 2002-05-27

Abstract

FIELD: aircraft instrumentation engineering; flight parameter automatic control systems. SUBSTANCE: novelty of invention consists in recording fields of antenna near zone by noting drift δf of resonance frequency of, for example of series-connected LC- circuit which is measured by means of bridge circuit. In case of swelled sea, picked-off harmonic signal is subjected to detection; then, direct and alternating components are separated from detected signal are measured. EFFECT: possibility of combining extra low altitude altimeter and sea swell parameter meter in one unit; possibility of determining flight altitude in landing on unprepared water area. 2 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может быть использовано для создания систем автоматизированного управления параметрами полета, зависящими от его текущей высоты и параметров морского волнения, в частности для автоматизации посадки (приводнения) гидросамолета на гладкую и на взволнованную поверхность. The invention relates to the field of aviation instrumentation and can be used to create automated control systems for flight parameters, depending on its current altitude and sea waves, in particular for automation of landing (splashdown) of a seaplane on a smooth and agitated surface.

Существуют различные способы определения высоты полета самолета (гидросамолета), например, барометрический, и способы определения высоты полета с помощью изотопных и лазерных высотомеров. Известен барометрический способ определения высоты полета самолета путем учета статического давления вблизи самолета и параметров состояния атмосферы у земли (давление и плотность воздуха) (см. "Летные испытания самолетов" М.Г.Котик и др., Машиностроение, 1968 г.). Недостатком данного способа является то, что при полете с дозвуковой скоростью перед фюзеляжем, крылом и другими частями самолета (гидросамолета) образуется зона повышенного давления. Эта зона настолько велика, что вынести на штанге ПВД (приемник воздушного давления) за ее пределы практически не удается. Поэтому в статическую камеру ПВД подается местное статическое давление, большее по величине, чем атмосферное статическое давление воздуха. При полете самолета на высотах, меньших размаха крыла, значительные погрешности в определении барометрической высоты вносит аэродинамическое влияние экрана (водной или земной поверхности) на поле скоростей и давлений вблизи самолета. Для точного измерения малых высот полета используют изотопные высотомеры. Для этого вдоль ВПП (взлетно-посадочной полосы) располагают датчики, содержащие радиоактивный элемент, а на самолете устанавливают оборудование, позволяющее определять точную высоту нахождения летательного аппарата над ВПП но интенсивности излучения. Однако с помощью таких высотомеров не решают задачу определения высоты полета гидросамолета при посадке на неподготовленную водную акваторию. There are various methods for determining the altitude of an airplane (seaplane), for example, barometric, and methods for determining the altitude using isotopic and laser altimeters. A known barometric method for determining the flight altitude of an aircraft by taking into account the static pressure near the aircraft and the state of the atmosphere near the earth (pressure and air density) (see "Flight tests of aircraft" MG Kotik and others, Engineering, 1968). The disadvantage of this method is that when flying at subsonic speed in front of the fuselage, wing and other parts of the aircraft (seaplane), a pressure zone is formed. This zone is so large that it is practically impossible to take out the LDPE (air pressure receiver) beyond its limits. Therefore, local static pressure is supplied to the LDPE static chamber, which is greater in magnitude than the atmospheric static air pressure. When the aircraft is flying at altitudes less than the wing span, significant errors in determining the barometric altitude are introduced by the aerodynamic effect of the screen (water or earth surface) on the velocity and pressure field near the aircraft. For accurate measurement of small flight heights, isotopic altimeters are used. To do this, sensors containing a radioactive element are placed along the runway (runway), and equipment is installed on the plane that allows you to determine the exact height of the aircraft above the runway but the radiation intensity. However, with the help of such altimeters they do not solve the problem of determining the altitude of a seaplane when landing in an unprepared water area.

Наиболее близким к заявляемому является известный и широко применяемый радиолокационный способ измерения высоты полета, основанный на регистрации полей излучения (полей дальней зоны), создаваемых и принимаемых антенной, установленной на самолете (гидросамолете). К классу устройств, использующих данный принцип, относятся радиовысотомеры (см. "Летная эксплуатация радионавигационного оборудования самолетов", И.Е.Бондарчук, Транспорт, 1978 г. стр. 112-152). Особенность этого способа заключается в том, что возникает рост погрешности измерений с уменьшением высоты полета. Уменьшение погрешности достигается путем значительного усложнения аппаратуры. Closest to the claimed is a well-known and widely used radar method of measuring flight altitude, based on the registration of radiation fields (far field fields) generated and received by an antenna mounted on an airplane (seaplane). The class of devices using this principle includes radio altimeters (see "Flight Operation of Radio Navigation Equipment of Aircraft", I.E. Bondarchuk, Transport, 1978, pp. 112-152). A feature of this method is that there is an increase in measurement error with a decrease in flight height. Error reduction is achieved by significantly complicating the equipment.

Аналогами способа измерения параметров морского волнения могут служить контактные методы измерения, которые используются, например, в п. N 1584513. Однако измерение в этом случае может быть произведено при нахождении гидросамолета на плаву, т.е. уже после посадки на воду. Contact methods of measurement, which are used, for example, in No. 1584513, can serve as analogues of the method of measuring sea waves. However, in this case, measurement can be carried out while the seaplane is afloat, i.e. after landing on water.

Наиболее близкими к заявляемому способу измерения параметров морского волнения могут быть радиолокационные методы зондирования морской поверхности (см. "Радиолокация морской поверхности", А.А.Гарнакерьян, А.С.Сосунов, Изд. Ростовского университета, 1978 г. ). На основе этих методов создано устройство a.c. 805745, G 01 C 13/00 "Устройство для измерения параметров морских волн". Однако это устройство позволяет получить характеристики волнения при полете самолета на большой высоте. В заявляемом способе для устранения такого недостатка предлагается использовать поля ближней зоны, создаваемые антенной. Эти поля имеют квазистатический характер, значит для описания свойств антенны, обусловленных ими, допустимо использовать язык и понятия теории электрических цепей. Поля ближней зоны возрастают гораздо быстрее полей дальней зоны при уменьшении расстояния до своего источника (до антенны). Это и дает основание полагать, что погрешность измерений будет уменьшаться при снижении высоты полета. При удалении же от своего источника поля ближней зоны убывают гораздо быстрее полей дальней зоны, поэтому способ измерения высоты полета и параметров морского волнения, основанный на регистрации полей ближней зоны, может использоваться, в отличие от радиолокационных измерителей, только на очень малых высотах полета: меньше размаха крыла гидросамолета. Closest to the claimed method of measuring the parameters of sea waves can be radar methods of sensing the sea surface (see. "Radar of the sea surface", A. A. Garnakeryan, A. S. Sosunov, University of Rostov University, 1978). Based on these methods, the device a.c. 805745, G 01 C 13/00 "Device for measuring the parameters of sea waves". However, this device allows you to get the characteristics of the waves during the flight of the aircraft at high altitude. In the inventive method, to eliminate such a disadvantage, it is proposed to use the near field fields created by the antenna. These fields are quasistatic in nature, which means that it is permissible to use the language and concepts of the theory of electrical circuits to describe the properties of the antenna due to them. The fields of the near zone increase much faster than the fields of the far zone with a decrease in the distance to their source (to the antenna). This gives reason to believe that the measurement error will decrease with decreasing flight altitude. When moving away from its source, the near field fields decrease much faster than the far field fields, therefore, a method of measuring the altitude and parameters of sea waves, based on the registration of near field fields, can be used, unlike radar meters, only at very low altitudes: less wing span of a seaplane.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение безопасности посадки самолета, преимущественно гидросамолета, за счет автоматического выдерживания заданной для данного типа летательного аппарата вертикальной скорости. The objective of the invention is to increase the safety of landing an airplane, mainly a seaplane, by automatically maintaining the vertical speed set for this type of aircraft.

Поставленная задача достигается тем, что в способе измерения сверхмалой высоты полета самолета, преимущественно гидросамолета, и параметров морского волнения, основанном на регистрации физических величин, зависящих от электромагнитного поля, создаваемого установленной на самолете антенной, создается последовательный LC-контур с образованным в поле ближней зоны антенны конденсатором, одной из обкладок которого является антенна, а другой - корпус самолета, включают данный LC-контур в одно из плеч мостовой схемы, подается на вход мостовой схемы стабилизированное по амплитуде и частоте гармоническое напряжение и судят о высоте полета самолета над водным зеркалом по амплитуде снимаемого с мостовой схемы гармонического сигнала, а при взволнованной водной поверхности снимаемый с мостовой схемы сигнал детектируют, выделяют из продетектированного сигнала и измеряют постоянную и переменную составляющие, при этом о высоте полета самолета судят по постоянной составляющей, о высоте морской волны по амплитуде низкочастотной переменной составляющей, а о длине морской волны в направлении полета и в месте, над которым пролетает самолет, - по частному oт деления горизонтальной скорости самолета на частоту низкочастотной переменной составляющей. При этом индуктивность последовательного LC-контура выбирают из условия попадания резонансной частоты LC-контура при высоте полета самолета выше 50-100 м в диапазон 1,5-6 МГц. This object is achieved by the fact that in the method of measuring the ultra-low altitude of an airplane, mainly a seaplane, and the parameters of sea waves, based on the registration of physical quantities that depend on the electromagnetic field generated by the antenna mounted on the airplane, a sequential LC circuit is created with the near field formed in the field antennas with a capacitor, one of the plates of which is the antenna, and the other is the aircraft body, include this LC-circuit in one of the arms of the bridge circuit, is fed to the input of the bridge the hems are stabilized in amplitude and frequency by the harmonic voltage and judge the altitude of the aircraft above the water mirror by the amplitude of the harmonic signal taken from the bridge circuit, and when the water surface is excited, the signal removed from the bridge circuit is detected, extracted from the detected signal, and the constant and variable components are measured, at this is judged by the constant component of the aircraft’s flight altitude, the height of the sea wave by the amplitude of the low-frequency variable component, and the sea wave length in ION flight and at a location over which the aircraft flies, - the private From horizontal plane dividing rate to the frequency of the variable low-frequency component. In this case, the inductance of the serial LC circuit is selected from the condition that the resonant frequency of the LC circuit falls when the flight altitude of the aircraft is above 50-100 m in the range of 1.5-6 MHz.

Величина емкости С зависит от высоты полета. При очень большой высоте полета она равна С₀, где С₀ - емкость LC-контура на большой высоте, при этом резонансная частота LC₀-контура равна f₀. С понижением высоты полета величина емкости С возрастает и становится равной: C = C₀+ΔC, где ΔC - добавочная емкость - возрастает с уменьшением высоты и стремится к нулю при неограниченном возрастании высоты полета.The value of capacity C depends on the flight altitude. At a very high flight altitude, it is equal to C ₀ , where C ₀ is the capacity of the LC circuit at high altitude, while the resonant frequency of the LC ₀ circuit is f ₀ . With decreasing flight altitude, the value of capacity C increases and becomes equal: C = C ₀ + ΔC, where ΔC - additional capacity - increases with decreasing altitude and tends to zero with an unlimited increase in flight height.

Таким образом, δf - уход резонансной частоты LC-контура при снижении высоты полета самолета (гидросамолета) имеет вид:

т. е. он резко возрастает при снижении высоты полета. Однако в очень большом диапазоне изменения емкости ΔCδf - уход резонансной частоты - практически пропорционален амплитуде гармонического сигнала U_c(t), где U_c(t) - сигнал, снимаемый со средних точек мостовой схемы, изображенной на чертеже, на вход которой подается гармоническое напряжение U(t) стабилизированной частоты f₀ и амплитуды U_m. При этом сопротивление r в нижней части мостовой схемы, содержащей последовательный резонансный L(C₀+ΔC) - контур, равно:

где: Q - добротность контура, совпадающая с добротностью индуктивной катушки;
L - индуктивность.Thus, δf is the departure of the resonant frequency of the LC circuit with a decrease in the flight height of the aircraft (seaplane) has the form:

i.e., it increases sharply with decreasing flight altitude. However, in a very wide range of capacitance variations, ΔCδf - the resonance frequency drift - is almost proportional to the harmonic signal amplitude U _c (t), where U _c (t) is the signal taken from the midpoints of the bridge circuit shown in the drawing, to the input of which a harmonic voltage is applied U (t) stabilized frequency f ₀ and amplitude U _m . In this case, the resistance r in the lower part of the bridge circuit containing a series resonant L (C ₀ + ΔC) circuit is:

where: Q is the quality factor of the circuit, which coincides with the quality factor of the inductive coil;
L is the inductance.

На схеме L и (C₀+ΔC) - идеальные (т.е. без потерь) индуктивность и емкость, а сопротивление r в верхней части плеча мостовой схемы, содержащей резонансный последовательный L(C₀+ΔC)-контур, есть эквивалентное активное сопротивление реальной катушки индуктивности, вычисляемое через ее индуктивность L и добротность Q по вышеуказанной формуле. Если полет происходит над взволнованной морской поверхностью, сигнал U_c(t) (см. чертеж) необходимо дополнительно подвергнуть детектированию с последующим выделением постоянной и переменной (низкочастотной) составляющих, т.к. при строго горизонтальном полете величина добавочной емкости ΔC периодически меняется, достигая максимального значения над гребнем морской волны и минимального - над впадиной, и сигнал U_c(t) можно считать амплитудно-модулированным радиотехническим сигналом. При его детектировании амплитуда постоянной составляющей будет пропорциональна средней высоте полета над взволнованной морской поверхностью, амплитуда переменной (низкочастотной) составляющей - высоте морской волны с коэффициентом пропорциональности, зависящем от средней высоты полета, а частота низкочастотной переменной составляющей (т.е. частота огибающей сигнала) позволит найти длину морской волны в направлении полета путем деления известной горизонтальной скорости самолета на значение этой частоты. Таким образом, в силу того, что на очень малых высотах полета горизонтальная скорость самолета гораздо больше его вертикальной скорости, можно непрерывно следить за высотой полета и параметрами морского волнения в месте, над которым самолет в данный момент находится.In the circuit, L and (C ₀ + ΔC) are ideal (i.e., lossless) inductance and capacitance, and the resistance r in the upper arm of the bridge circuit containing the resonant series L (C ₀ + ΔC) circuit is the equivalent active the resistance of a real inductor, calculated through its inductance L and the quality factor Q according to the above formula. If the flight takes place over an agitated sea surface, the signal U _c (t) (see the drawing) must be additionally subjected to detection, followed by separation of the constant and variable (low-frequency) components, since in a strictly horizontal flight, the value of the additional capacitance ΔC periodically changes, reaching a maximum value above the crest of the sea wave and a minimum above the trough, and the signal U _c (t) can be considered an amplitude-modulated radio signal. When it is detected, the amplitude of the constant component will be proportional to the average flight height above the excited sea surface, the amplitude of the variable (low-frequency) component will be the height of the sea wave with a proportionality coefficient depending on the average flight height, and the frequency of the low-frequency variable component (i.e., the frequency of the envelope of the signal) will allow you to find the wavelength in the direction of flight by dividing the known horizontal speed of the aircraft by the value of this frequency. Thus, due to the fact that at very low altitudes, the horizontal speed of the aircraft is much greater than its vertical speed, you can continuously monitor the altitude and parameters of sea waves in the place over which the aircraft is currently located.

Заявляемый способ позволяет измерять параметры морских волн непосредственно перед посадкой гидросамолета на воду. Кроме того, этот способ позволит объединить в одном устройстве, как высотомер сверхмалых высот, так и измеритель параметров морского волнения. The inventive method allows you to measure the parameters of sea waves immediately before landing the seaplane on water. In addition, this method will allow you to combine in a single device, as an altimeter ultra-low altitudes, and a measure of the parameters of sea waves.

Claims

1. The method of measuring the ultra-low altitude of an airplane, mainly a seaplane, above the water surface and sea waves parameters, based on recording physical quantities that depend on the electromagnetic field generated by the antenna installed on the plane, characterized in that they create a sequential LC circuit with a field formed the near zone of the antenna is a capacitor, one of the plates of which is the antenna, and the other is the airplane’s body, include this LC circuit in one of the arms of the bridge circuit, feed it to the entrance of the bridge with the hems are stabilized in amplitude and frequency by the harmonic voltage and judge the altitude of the aircraft above the water mirror by the amplitude of the harmonic signal taken from the bridge circuit, and when the water surface is excited, the signal removed from the bridge circuit is detected, extracted from the detected signal, and the constant and variable components are measured, at this is judged by the constant component of the aircraft’s flight altitude, by the sea wave altitude by the amplitude of the low-frequency variable component, and by the sea wave length in the position of the flight and in the place over which the plane flies, in terms of the quotient of dividing the horizontal speed of the aircraft by the frequency of the low-frequency variable component.

2. The method according to p. 1, characterized in that the inductance of the sequential LC circuit is selected from the condition that the resonant frequency of the LC circuit falls when the flight altitude of the aircraft is above 50-100 m in the range of 1.5-6 MHz.