RU2192015C1 - Способ определения компонента скорости летательного аппарата - Google Patents

Способ определения компонента скорости летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2192015C1
RU2192015C1 RU2001124015A RU2001124015A RU2192015C1 RU 2192015 C1 RU2192015 C1 RU 2192015C1 RU 2001124015 A RU2001124015 A RU 2001124015A RU 2001124015 A RU2001124015 A RU 2001124015A RU 2192015 C1 RU2192015 C1 RU 2192015C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
speed
aircraft
systematic component
determined
attack
Prior art date
Application number
RU2001124015A
Other languages
English (en)
Inventor
А.Н. Собов
В.Г. Рябошапка
А.В. Варганов
Original Assignee
Акционерное общество открытого типа "ОКБ Сухого"
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 Акционерное общество открытого типа "ОКБ Сухого" filed Critical Акционерное общество открытого типа "ОКБ Сухого"
Priority to RU2001124015A priority Critical patent/RU2192015C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2192015C1 publication Critical patent/RU2192015C1/ru

Links

Images

Landscapes

  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

Изобретение относится к авиации и может быть использовано для определения воздушной скорости летательного аппарата (ЛА), его углов атаки и скольжения на всех режимах полета, включая сверхманевренные. Способ заключается в том, что измеряют скорость, земную скорость и угловую ориентацию ЛА относительно земли, определяют достоверность измерений текущей скорости ЛА, при наличии достоверности определяют скорость ветра и ее систематическую составляющую, определяют воздушную скорость ЛА по земной скорости и систематической составляющей скорости ветра. Систематическую составляющую скорости ветра определяют на предшествующем заданном интервале времени или расстояния относительно текущего, причем в качестве первоначального значения систематической составляющей берут текущую скорость. Для установления достоверности контролируют дополнительно параметры состояния ЛА и атмосферы. В промежутке недостоверности контролируют его величину и при превышении заданного значения после установления достоверности систематическую составляющую скорости ветра определяют заново. Угол скольжения определяют по воздушной скорости, а угол атаки - по величинам проекций скорости ЛА на его плоскость симметрии в диапазоне от -180 до +180o. Обеспечивается повышение точности на всех режимах полета. 4 з.п.ф-лы, 4 ил.

Description

Изобретение относится к авиационной технике, в частности- к способам определения компонентов вектора скорости летательного аппарата (ЛА) относительно воздушной среды. Оно может быть использовано для выдачи на индикацию экипажу и в систему предупреждения критических режимов (СПКР) значений воздушной скорости ЛА, углов атаки и скольжения на всех режимах полета, включая сверхманевренные режимы, или при наземной послеполетной обработке данных средств бортовых измерений (СБИ) для анализа всех режимов полета, включая сверхманевренные режимы.
Определим используемую ниже терминологию. Под скоростью ЛА понимают вектор скорости
Figure 00000002
начала О его связанной системы координат (СК) относительно воздушной среды [Динамика летательных аппаратов в атмосфере. Термины, определения и обозначения. Государственный стандарт Союза ССР ГОСТ 20058-80. -М. : Государственный комитет СССР по стандартам, 1981, с. 5, 11]. В качестве компонентов скорости
Figure 00000003
для индикации летчику, в СПКР и, соответственно, в СБИ используют следующие три параметра: воздушную скорость V ЛА, его углы атаки α и скольжения β.
Под воздушной скоростью V ЛА понимают модуль
Figure 00000004
вектора скорости
Figure 00000005
ЛА [там же, с. 12]. Углы атаки α и скольжения β определяют направление вектора скорости
Figure 00000006
ЛА в связанной СК [там же, с. 8].
Три компонента VX, VY и VZ представляют проекции скорости
Figure 00000007
на оси ОX, OY, OZ в связанной СК и также определяют модуль и направление вектора скорости
Figure 00000008
ЛА.
Под угловой ориентацией ЛА относительно земли понимают значения углов тангажа ϑ, крена γ и рыскания ψ [там же, с. 9] либо матрицу направляющих косинусов [там же, с. 43] между осями ОХ, OY, OZ связанной СК и осями ОХg, OYg, OZg нормальной СК [там же, с. 4]. Ось ОХg, как правило, направляют на географический Северный полюс. Угол курса ψк отличается от угла рыскания ψ противоположным направлением положительного отсчета.
Под земной скоростью ЛА понимают вектор скорости
Figure 00000009
начала О его связанной СК относительно земли [там же, с. 12].
Под скоростью ветра понимают скорость
Figure 00000010
среды, не возмущенной ЛА, относительно земли [там же, с. 12].
Под режимами сверхманевренности ЛА ниже подразумеваются такие режимы полета, когда нарушается безотрывное стационарное его обтекание.
Воздушная скорость, углы атаки и скольжения являются наиболее используемым набором компонентов для представления скорости ЛА в описанном выше понимании. Для измерения воздушной скорости ЛА на борту используют систему воздушных сигналов (СВС). Для измерения углов атаки и скольжения ЛА на борту используют датчики аэродинамических углов (ДАУ), как правило, флюгерного типа. При этом каждый из компонентов обычно определяется отдельно, и для измерения скорости ЛА одновременно задействованы способы определения каждого из трех компонентов.
Известны, например, следующие способы [Харин Е.А., Цветков П.М., Волков В. К. и др. Летные испытания систем пилотажно-навигационного оборудования. - М. : Машиностроение, 1986, с. 67 - 69, 87] измерения отдельно каждого из компонентов скорости ЛА:
а) Способ измерения текущей воздушной скорости V ЛА, в котором измеряют текущие статическое p0 и полное p давления воздуха приемником воздушного давления (ПВД) и текущую температуру Tт заторможенного потока воздуха приемником температуры заторможенного потока; по полному p и статическому р0 давлениям воздуха определяют текущее число Маха М; по температуре торможения Тт и числу Маха М определяют текущую воздушную скорость V.
б) Способ измерения текущего угла атаки α ЛА, в котором измеряют текущий местный угол атаки αм ДАУ, установленным в носовой части фюзеляжа ЛА или на носовой штанге; по измеренному значению местного угла атаки и заданной функциональной зависимости определяют текущий угол атаки α ЛА.
в) Способ измерения текущего угла скольжения β ЛА, в котором измеряют текущий местный угол скольжения βм ДАУ, установленным в носовой части фюзеляжа ЛА или на носовой штанге; по измеренному текущему значению местного угла скольжения βм и заданной функциональной зависимости определяют текущий угол скольжения β ЛА.
Согласно данным СБИ использование описанного выше способа измерения воздушной скорости при углах атаки или скольжения свыше 35 - 40o приводит к формированию нулевых значений воздушной скорости ЛА независимо от их истинных значений (например, на фиг.1 и 2 показано тонкой линией). Причиной этого является то, что при указанных значениях углов атаки или скольжения ПВД прекращает воспринимать вызванную воздушной скоростью динамическую составляющую давления воздуха и измеряет статическую составляющую полного давления. Сверхманевренные ЛА могут летать с углами атаки и скольжения, существенно превышающими указанные значения, поэтому использование данного способа не обеспечивает определения одного из важнейших компонентов скорости ЛА - его воздушной скорости V.
Достоверность описанного способа измерения угла атаки также имеет ограниченный диапазон. При углах атаки свыше 35 - 40o по данному способу формируется постоянное значение угла атаки ЛА независимо от его истинного значения, поскольку отклонение флюгарок угла атаки ДАУ ограничено механическими упорами (тонкая линия на фиг.2). Расширение диапазонов отклонений флюгарок углов атаки принципиально не решает проблемы, поскольку на сверхманевренных режимах полета в силу нестационарного вихревого обтекания ДАУ отсутствует однозначная функциональная связь местных углов атаки с углами атаки ЛА. Кроме того, при вращении ЛА по тангажу с угловой скоростью ωz вследствие продольного выноса RαX ДАУ относительно центра масс ЛА текущий угол атаки дополнительно искажается вследствие появления дополнительной переносной вертикальной скорости, равной ωzRαX, в месте установки ДАУ.
Аналогично недостатком описанного способа измерения угла скольжения является ограниченный по углам скольжения диапазон их определения. При углах скольжения свыше 10 - 15o фиксируется постоянное значение угла скольжения ЛА независимо от его истинного значения, поскольку отклонение флюгарки угла скольжения ДАУ также ограничено механическими упорами. Расширение диапазонов отклонений флюгарки угла скольжения опять же не решает проблемы по причине отсутствия однозначной функциональной связи местного угла скольжения с углом скольжения ЛА из-за нестационарного вихревого обтекания ДАУ. Кроме того, при вращении ЛА по курсу с угловой скоростью ωY вследствие продольного выноса RβX ДАУ относительно центра масс ЛА существует влияние переносной горизонтальной скорости, равной ωYRβX, в месте установки ДАУ.
Кроме того, даже на обычных режимах полета, когда углы атаки и скольжения достаточно малы, определяемые описанными выше способами воздушная скорость и углы атаки и скольжения содержат высокочастотные случайные составляющие, вызванные турбулентностью атмосферы.
Прототипом изобретения может быть способ функционирования комплексной системы формирования воздушных параметров, описанной в патенте RU 2146805. В процессе ее функционирования измеряют скорость
Figure 00000011
земную скорость
Figure 00000012
и угловую ориентацию ЛА относительно земли, определяют достоверность измерения текущей скорости ЛА по условию непревышения углом атаки α заданного предельного значения, при наличии достоверности определяют скорость ветра
Figure 00000013
и ее систематическую составляющую
Figure 00000014
по совокупности скоростей ветра на всем предшествующем интервале времени, причем в качестве первоначального значения систематической составляющей скорости ветра берут нулевое значение скорости ветра, определяют компонент скорости ЛА по земной скорости
Figure 00000015
и систематической составляющей
Figure 00000016
скорости ветра.
Компоненту скорости ЛА - угол атаки - определяют по отношению
Figure 00000017

нормальной VY к продольной VX компонентам скорости ЛА в связанной СК
Figure 00000018

Систематическая составляющая скорости ветра изменяется по высоте полета, расстоянию и времени [Хиврич И.Г., Миронов Н.Ф., Белкин А.М. Воздушная навигация. Учебное пособие для вузов. - М.: Транспорт, 1984, с. 78-81]. Вследствие высоких скоростей полета ЛА систематическая составляющая скорости ветра может существенно изменяться по времени и расстоянию. Поэтому определение систематической составляющей
Figure 00000019
скорости ветра по совокупности скоростей ветра на всем предшествующем интервале времени может приводить к ошибкам определения его фактических значений в данное время, в данном районе и на данной высоте полета.
Присвоение в качестве первоначального значения систематической составляющей скорости ветра нулевого значения приводит к запаздыванию в определении ее фактического значения, а значит и к дополнительной ошибке.
Превышение промежутком времени или расстояния недостоверности определения скорости ЛА определенного значения может привести к существенному изменению систематической составляющей скорости ветра. Если в этой ситуации не начать процесс определения систематической составляющей скорости ветра заново, то это также приведет к дополнительной ошибке ее определения.
Вышеуказанные ошибки определения систематической составляющей
Figure 00000020
скорости ветра приводят к соответствующим ошибкам формирования компонент скорости ЛА.
Определение угла атаки по отношению
Figure 00000021

нормальной VY к продольной VX согласно зависимости
Figure 00000022

во-первых, обеспечивает его определение только в диапазоне от -90o до +90o, т. е. не во всем возможном диапазоне изменения угла атаки от -180o до +180o, и, во-вторых, приводит к большим ошибкам вблизи значений ±90o.
Задачей изобретения является повышение точности определения любого из компонентов скорости ЛА на всех режимах полета, включая сверхманевренные режимы полета, при произвольных возможных значениях углов атаки и скольжения ЛА.
Задача решается с помощью способа измерения компонента скорости ЛА, в котором измеряют скорость, земную скорость и угловую ориентацию ЛА относительно земли, определяют достоверность измерения текущей скорости ЛА, при наличии достоверности определяют скорость ветра и ее систематическую составляющую, определяют компонент скорости ЛА по земной скорости и систематической составляющей скорости ветра, отличающегося тем, что систематическую составляющую скорости ветра определяют на предшествующем заданном интервале времени или расстояния относительно текущего, причем в качестве первоначального значения систематической составляющей скорости ветра берут текущую скорость ветра.
Дополнительно в промежутке времени или расстояния недостоверности контролируют величину этого промежутка и при превышении заданного значения после установления достоверности систематическую составляющую скорости ветра определяют заново.
Для установления достоверности дополнительно контролируют параметры состояния ЛА и атмосферы.
В качестве параметра, необходимого для установления достоверности, контролируют направление воздушного потока относительно оси приемника воздушного давления.
В качестве параметра, необходимого для установления достоверности, контролируют высоту полета или статическое давление воздуха.
Определяемым компонентом скорости ЛА является угол атаки, причем его определяют по величине проекции скорости ЛА на его плоскость симметрии в диапазоне от -180 до +180o.
Предлагаемое изобретение позволяет определять значения компонентов скорости ЛА с более высокой точностью при любых их возможных значениях.
Применение предлагаемого способа иллюстрируется фигурами.
На фиг.1 показаны по времени полета:
- воздушная скорость V ЛА (тонкая линия), зарегистрированная СБИ;
- воздушная скорость
Figure 00000023
ЛА (толстая линия), определенная предлагаемым способом на основе данных СБИ.
На фиг.2 показаны в том же интервале времени, что и на фиг.1:
- угол атаки α ЛА (тонкая линия), зарегистрированный СБИ;
- угол атаки
Figure 00000024
ЛА (толстая линия), определенный предлагаемым способом на основе данных СБИ.
На фиг.3 показаны в том же интервале времени, что и на фиг.1:
- угол скольжения β ЛА (тонкая линия), зарегистрированный СБИ;
- угол скольжения
Figure 00000025
ЛА (толстая линия), определенный предлагаемым способом на основе данных СБИ.
На фиг.4 показаны в том же интервале времени, что и на фиг.1:
- угол тангажа ϑ ЛА (кружки), зарегистрированный СБИ;
- угол крена γ ЛА (крестики), зарегистрированный СБИ.
Предлагаемый способ определения компонента скорости ЛА заключается в следующем.
1. В процессе полета измеряют компоненты V, α и β текущей скорости ЛА (как тот компонент, который требуется определить, так и другие), компоненты VкXg, VкYg, VкZg текущей земной скорости
Figure 00000026
ЛА и его угловую ориентацию ϑ,γ,ψк относительно земли.
Компоненты V, α и β текущей скорости ЛА измеряют, используя СВС и ДАУ атаки и скольжения соответственно. При использовании ИНС, корректируемой по составляющим земных скоростей СНС и/или ДИСС, земную скорость
Figure 00000027
измеряют в виде трех ее составляющих VкXg, VкYg, VкZg в проекциях на оси нормальной СК на всех режимах полета. ДИСС измеряет составляющие VкX, VкY, VкZ земной скорости в проекциях на оси связанной СК, поэтому составляющие VкXg, VкYg, VкZg земной скорости в проекциях на оси нормальной СК получают расчетом по составляющим VкX, VкY, VкZ земной скорости, используя матрицу направляющих косинусов между осями связанной СК и нормальной СК [Динамика летательных аппаратов в атмосфере. Термины, определения и обозначения. Государственный стандарт Союза ССР ГОСТ 20058-80. - М.: Государственный комитет СССР по стандартам, 1981, с. 43]:
Figure 00000028

Figure 00000029

Figure 00000030

Углы тангажа ϑ, крена γ и курса ψк измеряют, используя ИНС.
2. Устанавливают достоверность измерения текущей скорости ЛА.
Для того чтобы определенная данным способом на сверхманевре скорость
Figure 00000031
ЛА соответствовала ее фактическому значению, необходимо правильно определять текущую скорость
Figure 00000032
ветра. Откуда вытекает, что скорость ветра следует определять только при условии достоверности измерения скорости
Figure 00000033
ЛА. Достоверность измерения скорости
Figure 00000034

ЛА в свою очередь определяется достоверностью измерения первичных воздушных параметров, таких, например, как статическое и полное давление воздуха, температура торможения. Точность измерения статического и полного давлений воздуха зависит от направления потока относительно оси приемника воздушного давления, запаздывания при протекании воздуха в трубопроводах, вызванных изменением статического давления при изменении состояния атмосферы или высоты полета при наличии вертикальной скорости ЛА [Харин Е.А., Цветков П.М., Волков В. К. и др. Летные испытания систем пилотажно-навигационного оборудования. - М. : Машиностроение, 1986, с. 69, 71]. Поэтому для обеспечения достоверности измерения текущей скорости ЛА необходимо контролировать параметры состояния ЛА и атмосферы: направление потока относительно оси приемника воздушного давления, высоту полета или статическое давление воздуха, температуру торможения и т.п. Поэтому контроль указанных параметров относится к существенным признакам предлагаемых способов определения компонента скорости
Figure 00000035
ЛА, отсутствующим у известного способа. Наиболее точные результаты измерения текущей скорости ЛА достигаются в горизонтальном установившемся полете.
3. Если измерения текущей скорости ЛА достоверны, по измеренным значениям
Figure 00000036
определяют текущую скорость ветра
Figure 00000037

Figure 00000038

Поскольку скорость
Figure 00000039
ветра определяют относительно земли в нормальной СК, а текущую скорость
Figure 00000040
ЛА определяют в связанной СК, то для определения скорости ветра необходимо по компонентам V, α и β текущей скорости ЛА определить ее составляющие VXg, VYg, VZg нормальной СК. По компонентам V, α и β текущей скорости ЛА сначала находят ее составляющие VX, VY, VZ в связанной СК [Динамика летательных аппаратов в атмосфере. Термины, определения и обозначения. Государственный стандарт Союза ССР ГОСТ 20058-80. -М.: Государственный комитет СССР по стандартам, 1981, с. 43]:
VX = Vcosαcosβ;
VY = -Vsinαcosβ;
VZ = Vsinβ,
затем составляющие VXg, VYg, VZg в нормальной СК [там же, с. 43]:
Figure 00000041

Figure 00000042

Figure 00000043

Затем определяют составляющие WXg, WYg, WZg скорости ветра по измеренным составляющим VкXg, VкYg, VкZg земной скорости
Figure 00000044
ЛА и составляющим VXg,VYg, VZg его скорости
Figure 00000045

WXg=VкXg-VXg;
WYg=VкYg-VYg;
WZg=VкZg-VZg.
4. Определяют систематическую составляющую
Figure 00000046
скорости ветра. Поскольку ЛА может перемещаться на большие расстояния с различными погодными условиями и, соответственно, свойствами атмосферы, включая систематическую составляющую скорости ветра, то составляющие
Figure 00000047
систематической составляющей скорости
Figure 00000048
ветра следует определять по выборке составляющих скоростей ветра на предшествующем заданном интервале времени или расстояния относительно текущего, обеспечивая тем самым соответствие реальным значениям систематической составляющей скорости ветра в данном районе в данное время. Следовательно, определение систематической составляющей скорости ветра на предшествующем заданном интервале времени или расстояния относительно текущего является существенным признаком предлагаемого способа определения компонента скорости
Figure 00000049
ЛА. Для повышения точности определения систематической составляющей скорости ветра в качестве первоначального ее значения следует использовать текущую скорость ветра, что является существенным признаком предлагаемого способа.
Превышение промежутком времени или расстояния недостоверности определения скорости ЛА определенного значения может привести к существенному изменению систематической составляющей скорости ветра. Поэтому в этой ситуации процесс определения систематической составляющей скорости ветра необходимо начать заново, что является существенным признаком предлагаемого способа.
5. По текущей земной скорости
Figure 00000050
и систематической составляющей скорости
Figure 00000051
ветра определяют компонент скорости ЛА.
Составляющие
Figure 00000052
скорости
Figure 00000053
ЛА определяют как разность соответствующих составляющих VкXg, VкYg, VкZg земной скорости
Figure 00000054
ЛА и составляющих
Figure 00000055
систематической составляющей скорости
Figure 00000056
ветра
Figure 00000057

Figure 00000058

Figure 00000059

По этим компонентам определяют один из компонентов скорости ЛА - его воздушную скорость
Figure 00000060

Figure 00000061

Используя матрицу направляющих косинусов между осями связанной СК и нормальной СК, определяют составляющие
Figure 00000062
скорости
Figure 00000063
ЛА в связанной СК [там же, с. 43]:
Figure 00000064

Figure 00000065

Figure 00000066

По составляющим
Figure 00000067
скорости
Figure 00000068
ЛА в связанной СК определяют в диапазоне от -180 до +180o его угол атаки
Figure 00000069

Figure 00000070
(1)
Figure 00000071
(2)
Figure 00000072

Figure 00000073

и в диапазоне от -90 до +90o угол скольжения
Figure 00000074

Figure 00000075

В формулах (1)-(3) sα,cα и α0 - вспомогательные переменные.
Как видим, в предлагаемом способе угол атаки определяют (зависимости (1)-(4)) по величине проекции скорости ЛА на его плоскость симметрии в диапазоне от -180 до +180o, что обеспечивает его определение (фиг.2 (толстая линия)) во всем возможном диапазоне его изменения и поэтому является существенным отличительным признаком.
Отметим, что для определения воздушной скорости
Figure 00000076
достаточно составляющих
Figure 00000077
скорости
Figure 00000078
ЛА в нормальной СК. Для определения составляющих
Figure 00000079
и
Figure 00000080
скорости
Figure 00000081
ЛА, задающих ее направление в связанной СК, необходима информация об угловой ориентации ЛА относительно земли.
Результаты применения предлагаемого способа показаны толстыми линиями на фиг.1, 2, 3. Как видно из фигур, на участке выполненного сверхманевра (время приблизительно от 502 с до 515 с) предлагаемый способ обеспечивает определение воздушной скорости
Figure 00000082
угла атаки
Figure 00000083
и угла скольжения
Figure 00000084

Claims (5)

1. Способ определения компонентов скорости летательного аппарата (ЛА), заключающийся в том, что измеряют текущие скорость, земную скорость и угловую ориентацию ЛА относительно земли, устанавливают достоверность измерения скорости ЛА, при наличии достоверности определяют скорость ветра и ее систематическую составляющую, определяют компоненты скорости ЛА по земной скорости и систематической составляющей скорости ветра, отличающийся тем, что систематическую составляющую скорости ветра определяют на предшествующем заданном интервале времени или расстояния относительно текущего, причем в качестве первоначального значения систематической составляющей скорости ветра берут текущую скорость ветра, а угол атаки определяют по величине проекции скорости ЛА на его плоскость симметрии в диапазоне от -180 до 180o.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что в промежутке времени или расстояния недостоверности измерения скорости ЛА дополнительно контролируют величину этого промежутка и при превышении заданного значения после установления достоверности измерения скорости ЛА систематическую составляющую скорости ветра определяют заново.
3. Способ по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что для установления достоверности измерения скорости ЛА дополнительно контролируют параметры состояния ЛА и атмосферы.
4. Способ по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что в качестве параметра, необходимого для установления достоверности измерения скорости ЛА, контролируют направление воздушного потока относительно оси приемника воздушного давления.
5. Способ по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что в качестве параметра, необходимого для установления достоверности измерения скорости ЛА, контролируют высоту полета или статическое давление воздуха.
RU2001124015A 2001-09-03 2001-09-03 Способ определения компонента скорости летательного аппарата RU2192015C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2001124015A RU2192015C1 (ru) 2001-09-03 2001-09-03 Способ определения компонента скорости летательного аппарата

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2001124015A RU2192015C1 (ru) 2001-09-03 2001-09-03 Способ определения компонента скорости летательного аппарата

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2192015C1 true RU2192015C1 (ru) 2002-10-27

Family

ID=20252921

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2001124015A RU2192015C1 (ru) 2001-09-03 2001-09-03 Способ определения компонента скорости летательного аппарата

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2192015C1 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2461801C1 (ru) * 2011-09-20 2012-09-20 Открытое акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" (ОАО "РПКБ") Способ определения скорости ветра на борту летательного аппарата и комплексная навигационная система для его реализации
RU2466911C2 (ru) * 2010-10-28 2012-11-20 Открытое акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" Способ формирования прогноза вектора скорости полета

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2466911C2 (ru) * 2010-10-28 2012-11-20 Открытое акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" Способ формирования прогноза вектора скорости полета
RU2461801C1 (ru) * 2011-09-20 2012-09-20 Открытое акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" (ОАО "РПКБ") Способ определения скорости ветра на борту летательного аппарата и комплексная навигационная система для его реализации

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2589538B1 (en) Display device, piloting assistance system, and display method
Haering Jr Airdata measurement and calibration
WO1999003000A1 (en) Integrated flight information and control system
JPH0976998A (ja) 精密着陸のための航空機の監視及び誘導の方法及び装置
US9828111B2 (en) Method of estimation of the speed of an aircraft relative to the surrounding air, and associated system
US20190137537A1 (en) Aerometric method and device (system) for measuring aircraft spatial position, yaw and lateral velocity
Popowski et al. Measurement and estimation of the angle of attack and the angle of sideslip
Giez et al. Static source error calibration of a nose boom mounted air data system on an atmospheric research aircraft using the trailing cone method
Zorina et al. Enhancement of INS/GNSS integration capabilities for aviation-related applications
Cooper et al. Calibrating airborne measurements of airspeed, pressure and temperature using a Doppler laser air-motion sensor
RU2192015C1 (ru) Способ определения компонента скорости летательного аппарата
CN111637878A (zh) 无人机导航滤波器
RU2331892C2 (ru) Способ определения компонента скорости летательного аппарата
RU2396569C1 (ru) Способ определения воздушных параметров в летных испытаниях летательного аппарата на больших углах атаки
Myschik et al. Low-cost sensor based integrated airdata and navigation system for general aviation aircraft
CN114778887A (zh) 一种基于改进三角矢量模型的无人机测风方法和装置
RU2221221C1 (ru) Способ периодического контроля (мониторинга) средств измерения барометрической высоты самолетов при их эксплуатации
Siu et al. Flight test results of an angle of attack and angle of sideslip calibration method using Output-Error optimization
Cho et al. Air data system calibration using GPS velocity information
Myschik et al. Low-cost wind measurement system for small aircraft
Barrick et al. Calibration of NASA turbulent air motion measurement system
Wood et al. Analysis of an air motion system on a light aircraft for boundary layer research
RU2088487C1 (ru) Способ измерения характеристик воздушной спутной струи за транспортным средством
RU2277698C1 (ru) Способ градуировки датчика аэродинамического угла летательного аппарата
Yayla et al. Dynamic stability flight tests of remote sensing measurement capable Amphibious Unmanned Aerial Vehicle (A-UAV)

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner
PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20130527