RU2302359C2 - Способ и устройство для обнаружения ухудшения характеристик летательного аппарата - Google Patents
Способ и устройство для обнаружения ухудшения характеристик летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2302359C2 RU2302359C2 RU2005119883/11A RU2005119883A RU2302359C2 RU 2302359 C2 RU2302359 C2 RU 2302359C2 RU 2005119883/11 A RU2005119883/11 A RU 2005119883/11A RU 2005119883 A RU2005119883 A RU 2005119883A RU 2302359 C2 RU2302359 C2 RU 2302359C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- drag
- speed
- current
- theoretical
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 21
- 238000001514 detection method Methods 0.000 title abstract description 5
- 230000006735 deficit Effects 0.000 title abstract 3
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 claims description 44
- 230000003068 static effect Effects 0.000 claims description 7
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 4
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 claims description 2
- ZOXJGFHDIHLPTG-UHFFFAOYSA-N Boron Chemical compound [B] ZOXJGFHDIHLPTG-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims 1
- 229910052796 boron Inorganic materials 0.000 claims 1
- 238000013480 data collection Methods 0.000 claims 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 2
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 2
- 238000012795 verification Methods 0.000 description 2
- 241000238631 Hexapoda Species 0.000 description 1
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 1
- 125000004122 cyclic group Chemical group 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 238000006731 degradation reaction Methods 0.000 description 1
- 230000002542 deteriorative effect Effects 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 231100001261 hazardous Toxicity 0.000 description 1
- 238000007689 inspection Methods 0.000 description 1
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 1
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 1
- 230000000007 visual effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- 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
- B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
- B64D15/20—Means for detecting icing or initiating de-icing
-
- 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
- B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
- Arrangements For Transmission Of Measured Signals (AREA)
- Electric Propulsion And Braking For Vehicles (AREA)
- Emergency Alarm Devices (AREA)
Abstract
Группа изобретений относится к авиационному оборудованию. Центральный блок соединяют с множеством источников информации и выполняют с возможностью обнаружения ухудшения характеристик летательного аппарата. Используют средства предупреждения, соединенные с центральным блоком. Центральный блок содержит средства для вычисления, по меньшей мере, текущей массы и текущего лобового сопротивления летательного аппарата и на основании текущей массы - теоретического лобового сопротивления летательного аппарата. Центральный блок содержит также средства применения, по меньшей мере, первого набора сравнений, связанного с лобовым сопротивлением и содержащего по меньшей мере одно сравнение между текущим лобовым сопротивлением и теоретическим лобовым сопротивлением, и средства определения наличия ухудшения характеристик летательного аппарата посредством, по меньшей мере, первого набора сравнений. Группа изобретений обеспечивает улучшение условий эксплуатации летательного аппарата за счет оказания помощи экипажу в опасных ситуациях. 2 н. и 15 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Настоящее изобретение касается способа и устройства для обнаружения ухудшения характеристик летательного аппарата.
Известно, что, несмотря на сертификацию, проводимую в соответствии с регламентными требованиями, летательные аппараты, в частности транспортные самолеты, могут попадать в ситуации, при которых значительно ухудшается их аэродинамика, причем незаметно для экипажа. Такая ситуация может привести к эффекту неожиданности, который может стать причиной неадекватной реакции экипажа, тем более, что, когда ухудшение аэродинамических характеристик становится значительным, летные качества меняются, летательный аппарат становится трудно управляемым.
Наиболее известными причинами ухудшения характеристик являются, в частности, обледенение, отсутствие возможности снять наледь с планера на земле, снег, ледяной дождь, нанесение антиобледенительной жидкости или антиобледенительная обработка, прилипание насекомых к передним кромкам крыльев, потеря части передней кромки или обшивки крыльев.
Когда летательный аппарат попадает в одну из вышеуказанных ситуаций, вызывающих ухудшение его характеристик, повышается его сопротивление при полете в воздухе и возрастает лобовое сопротивление. В этом случае, если не изменить мощность, летательный аппарат теряет скорость в режиме удержания высоты или снижается степень набора высоты в режиме ускорения, что, естественно, может представлять опасность и является недопустимым.
Задачей настоящего изобретения является оказание помощи экипажу в таких ситуациях, которые могут стать опасными. Оно касается способа простого, быстрого и точного обнаружения ухудшения летных характеристик летательного аппарата, в частности, ухудшения характеристик, вызванного условиями интенсивного обледенения самолета.
В соответствии с настоящим изобретением способ характеризуется тем, что автоматически и периодически осуществляют следующую последовательность этапов:
а) вычисляют по меньшей мере текущую массу летательного аппарата,
на основании текущей массы определяют теоретическое лобовое сопротивление летательного аппарата и
текущее лобовое сопротивление летательного аппарата;
b) используют по меньшей мере первый набор сравнений, относящийся к лобовому сопротивлению и содержащий по меньшей мере одно сравнение между текущим лобовым сопротивлением и теоретическим лобовым сопротивлением, и
c) определяют наличие ухудшения характеристик летательного аппарата, по меньшей мере, на основании первого набора сравнений.
Предпочтительно, если на этапе c) обнаружено ухудшение характеристик летательного аппарата, передают, по меньшей мере, одно тревожное сообщение, соответствующее следующему этапу d).
Таким образом, благодаря настоящему изобретению становится возможным легко и быстро обнаружить ухудшение характеристик летательного аппарата, учитывая значения лобового сопротивления, из которых теоретическое лобовое сопротивление вычисляют на основании расчетной массы летательного аппарата, и предупредить об этом экипаж. В этом случае экипаж должен со знанием дела принять все необходимые меры для исправления такой чреватой опасностью ситуации.
В предпочтительном варианте выполнения на этапе а)
вычисляют текущую массу летательного аппарата на основании первоначальной массы до полета и расхода топлива во время полета, который зависит, по меньшей мере, от высоты полета и от типа летательного аппарата; и/или
вычисляют теоретическое лобовое сопротивление CXth согласно следующему выражению:
CXth=f1(CZ2)+f2(RE)+ΔCXf,
где CZ - значение лобового сопротивления, зависящего от текущей массы летательного аппарата; f1(CZ2) - функция, зависящая от CZ2; f2(RE) - функция, зависящая от числа Рейнольдса RE; ΔCXf - значение, зависящее от CZ и CZ2;
и/или вычисляют текущее лобовое сопротивление СХа/с согласно следующему выражению:
где R - постоянная; S - площадь несущей поверхности летательного аппарата; TAS - расчетная воздушная скорость; G - значение, зависящее от TAS; T - значение тяги воздушного винта.
Настоящее изобретение может применяться независимо от фазы полета летательного аппарата. Вместе с тем, в предпочтительном варианте выполнения проверяют, находится ли летательный аппарат в крейсерском полете или нет, в частности, проверяют, задействован ли на летательном аппарате обычный режим удержания высоты.
Предпочтительно, когда в результате предыдущей проверки оказывается, что летательный аппарат не находится в режиме крейсерского полета, на этапе b) определяют наличие ухудшения характеристик летательного аппарата исключительно на основании первого набора сравнений, относящегося к лобовому сопротивлению.
В этом случае предпочтительно обнаруживают ухудшение характеристик летательного аппарата, если реализуется одно из двух следующих условий А и В, относящихся к первому набору сравнений:
условие А: СХа/с>CXth+ΔCX1 в течение заранее определенного времени;
условие В: СХа/с>CXth+ΔCX2;
ΔСХа/с>ΔCXth+ΔCX3,
где СХа/с - расчетное текущее лобовое сопротивление летательного аппарата; CXth - расчетное теоретическое лобовое сопротивление летательного аппарата; ΔCX1, ΔCX2 и ΔCX3 - заранее определенные значения лобового сопротивления; например, ΔCX2 равно ΔCX1; ΔCXa/с является разностью теоретического лобового сопротивления между двумя заранее определенными разными моментами; ΔCXth является разностью теоретического лобового сопротивления между двумя заранее определенными разными моментами.
Кроме того, если в результате проверки оказывается, что летательный аппарат находится в режиме крейсерского полета, то
на этапе а) дополнительно рассчитывают теоретическую крейсерскую скорость на основании текущей массы летательного аппарата и измеряют текущую скорость летательного аппарата;
на этапе b) применяют второй набор сравнений, относящийся к скорости и содержащий по меньшей мере одно сравнение между текущей скоростью и теоретической крейсерской скоростью,
на этапе с) определяют наличие ухудшения характеристик летательного аппарата также на основании второго набора сравнений, относящегося к скорости, то есть одновременно на основании первого и второго наборов сравнений, соответственно относящихся к лобовому сопротивлению и к скорости.
В этом случае предпочтительно на этапе а) рассчитывают теоретическую крейсерскую скорость на основании текущей массы летательного аппарата, измеренной высоты полета летательного аппарата и разности температур между стандартной температурой и измеренной температурой.
Кроме того, предпочтительно на этапе с) обнаруживают ухудшение характеристик летательного аппарата в режиме крейсерского полета, если реализуется одно из двух следующих условий С и D, связанных с упомянутыми первым и вторым наборами сравнений:
условие С: CXa/с>CXth+ΔCX4; и
IAS<IASth-ΔIAS1 в течение заранее определенного времени;
условие D: CXa/с>CXth+ΔCX4; и
IAS<IASth-ΔIAS1; и
ΔCXa/c>ΔCXth+ΔCX5,
где, кроме вышеуказанных параметров:
ΔCX4 и ΔCX5 - заранее определенные значения лобового сопротивления;
IAS - измеренная скорость летательного аппарата;
IASth - расчетная теоретическая крейсерская скорость; и
ΔIAS1 - заранее определенная разность скорости.
Если в режиме крейсерского полета не реализуется ни одно из вышеуказанных условий С и D, на этапе с) обнаруживают ухудшение характеристик летательного аппарата, если реализуется одно из двух следующих условий Е и F, связанных с первым и вторым наборами сравнений:
условие Е: CXa/с>CXth+ΔCX6; и
IAS<IASth-ΔIAS2 в течение заранее определенного времени;
условие F: CXa/с>CXth+ΔCX6; и
IAS<IASth-ΔIAS2; и
ΔCXa/c>ΔCXth+ΔCX7,
где, кроме вышеуказанных параметров:
ΔCX6 и ΔCX7 - заранее определенные значения лобового сопротивления;
ΔCX6 меньше ΔCX4;
ΔCX7, например, равно ΔCX5;
ΔIAS2 является заранее определенной разностью скорости; и
ΔIAS2 превышает ΔIAS1.
Кроме того, предпочтительно, если в режиме крейсерского полета не реализуется ни одно из вышеуказанных условий C, D, E и F, проверяют, реализуется ли одно из двух следующих условий G и H, связанных с упомянутыми первым и вторым наборами сравнений:
условие G: CXa/с>CXth+ΔCX8; и
IAS<IASth - ΔIAS3 в течение заранее определенного времени;
условие H: CXa/с>CXth+ΔCX8; и
IAS<IASth-ΔIAS3; и
ΔCXa/c>ΔCXth+ΔCX9,
где ΔCX8 и ΔCX9 являются заранее определенными значениями лобового сопротивления, при этом ΔCX8 меньше ΔCX6; ΔIAS3 является заранее определенной разностью скорости, меньшей ΔIAS1 и ΔIAS2.
А если реализуется одно из условий G и H, на этапе d) передают сообщение, указывающее, что крейсерская скорость является низкой.
Кроме того, в частном варианте выполнения, когда обнаруживают ухудшение характеристик, независимо от фазы полета,
сравнивают измеренную скорость IAS (в частности, скорость, показанную анемометром) с расчетной минимальной рабочей скоростью MSIS, связанной с условиями интенсивного обледенения, и
если скорость IAS меньше скорости MSIS, передают сообщение, требующее повышения скорости.
Кроме того, предпочтительно
вышеуказанные этапы а)-с) осуществляют только при убранных шасси и закрылках летательного аппарата, и/или
вышеуказанные этапы b) и с) осуществляют только при реализации, по меньшей мере, уточненного выше условия обледенения, и если, кроме того, измеренная статическая температура воздуха превышает заранее определенную величину.
Настоящее изобретение касается также устройства обнаружения и предупреждения об ухудшении характеристик летательного аппарата.
В соответствии с настоящим изобретением устройство содержит
множество источников информации,
центральный блок, соединенный с упомянутым множеством источников информации и выполненный с возможностью обнаружения ухудшения характеристик летательного аппарата,
средства предупреждения, соединенные с центральным блоком,
устройство характеризуется тем, что центральный блок содержит
средства для вычисления по меньшей мере текущей массы летательного аппарата, лобового сопротивления летательного аппарата и, на основании текущей массы, теоретического лобового сопротивления летательного аппарата,
средства для применения по меньшей мере первого набора сравнений, связанного с лобовым сопротивлением и содержащего по меньшей мере одно сравнение между текущим лобовым сопротивлением и теоретическим лобовым сопротивлением, и
средства для определения наличия ухудшения характеристик летательного аппарата при помощи по меньшей мере первого набора сравнений.
Предпочтительно центральный блок дополнительно содержит
средства для вычисления теоретической крейсерской скорости на основании текущей массы летательного аппарата,
средства для измерения текущей скорости летательного аппарата,
средства для применения второго набора сравнений, связанного со скоростью и содержащего по меньшей мере одно сравнение между текущей скоростью и теоретической крейсерской скоростью, и
средства для определения ухудшения характеристик летательного аппарата также при помощи второго набора сравнений, связанного со скоростью.
Кроме того, в предпочтительном варианте выполнения
- упомянутое множество источников информации содержит блок сбора данных о полете типа FDAU («Flight Data Acquisition Unit»), который обычно осуществляет сбор данных для устройства записи данных о полете типа FDR («Flight Data Recorder»); и/или
- упомянутые средства предупреждения, предназначенные для предупреждения экипажа об ухудшении летных характеристик или о низкой скорости, содержат интерфейсный блок управления информацией о характеристиках летательного аппарата типа APIU («Aircraft Performance Interface Unit»), который обычно осуществляет управление сигнализацией, а также запись сообщений в устройстве записи данных о полете вышеуказанного типа FDR.
Упомянутые средства предупреждения могут быть визуального типа и/или акустического типа.
В дальнейшем настоящее изобретение поясняется описанием предпочтительных вариантов воплощения со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:
фиг.1 изображает блок-схему устройства согласно изобретению;
фиг.2 - диаграмму последовательности этапов способа, реализуемого при помощи устройства согласно изобретению.
Устройство 1 в соответствии с настоящим изобретением схематически показано на фиг.1 и является устройством обнаружения и предупреждения об ухудшении характеристик летательного аппарата (не показан), в частности транспортного самолета. В частности, устройство 1 предназначено для обнаружения ухудшения характеристик, вызванного интенсивным или чрезмерным обледенением летательного аппарата.
Устройство 1, установленное на летательном аппарате, согласно изобретению содержит множество источников 2 информации, центральный блок 3, соединенный по линии связи 4 с множеством 2 источников информации и выполненный с возможностью обнаружения ухудшения характеристик летательного аппарата, и средства 5 предупреждения, соединенные по линии связи 6 с центральным блоком 3.
Согласно изобретению центральный блок 3 содержит средства 7 для вычисления, по меньшей мере, текущей массы W летательного аппарата, средства 8, соединенные при помощи линии связи 9 со средствами 7, для вычисления теоретического лобового сопротивления СХа/с летательного аппарата и, на основании текущей массы W, теоретического лобового сопротивления CXth летательного аппарата, средства 10, соединенные по линии связи 11 со средствами 8, для применения по меньшей мере первого набора сравнений, связанного с лобовым сопротивлением и содержащего по меньшей мере одно сравнение между текущим лобовым сопротивлением СХа/с и теоретическим лобовым сопротивлением CXth, и
средства 12, соединенные по линии связи 13 со средствами 10, для определения наличия ухудшения характеристик летательного аппарата, по меньшей мере, при помощи первого набора сравнений.
Таким образом, благодаря настоящему изобретению устройство 1 может, с одной стороны, легко и быстро обнаружить ухудшение характеристик летательного аппарата, учитывая значения лобового сопротивления СХа/с и CXth, из которых теоретическое лобовое сопротивление CXth рассчитывают на основании расчетной массы W летательного аппарата, и, с другой стороны, предупреждать экипаж при таком обнаружении при помощи средств 5 предупреждения.
В частном варианте выполнения с использованием средств 7 рассчитывают текущую массу W летательного аппарата на основании первоначальной массы WO перед полетом и расхода топлива во время полета, который зависит, по меньшей мере, от высоты полета летательного аппарата и от типа летательного аппарата. Это вычисление производится, например, ежесекундно, начиная с момента взлета летательного аппарата до момента его конечной посадки. Для этого значение первоначальной массы WO может быть введено членом экипажа в устройство 1, например, при помощи управляемого блока циклического сдвига, входящего в состав множества 2 источников информации. Что касается расхода топлива, то он может быть указан в таблице в зависимости от высоты полета и, в случае необходимости, от скорости летательного аппарата (при условии учета заранее определенной максимальной скорости для каждой из различных фаз полета), при этом таблица может быть внесена непосредственно в средства 7 или в базу данных устройства 1 (не показана).
Кроме того, средства 8 рассчитывают теоретическое лобовое сопротивление CXth согласно следующему выражению
CXth=f1(CZ2)+f2(RE)+ΔCXf,
где CZ является уточненным ниже значением лобового сопротивления, зависящим от расчетной текущей массы W; f1(CZ2) является функцией, зависящей от CZ2; f2(RE) является функцией, зависящей от числа Рейнольдса; ΔCXf является значением, зависящим от CZ2 и CZ.
Функции f1(CZ2) и f2(RE) могут быть представлены в виде таблиц, определяемых эмпирическим путем. Кроме того, и значение CZ может быть рассчитано согласно следующему выражению:
где g - ускорение силы тяжести; ρ - плотность воздуха; S - площадь несущей поверхности летательного аппарата; TAS - воздушная скорость, вычисляемая обычным путем.
Значение ΔCXf может быть рассчитано согласно следующему выражению:
ΔCXf=A1·CZ2+A2·CZ+A3,
где А1, А2 и А3 являются коэффициентами, заранее определенными, например, эмпирическим путем.
Кроме того, средства 8 рассчитывают текущее лобовое сопротивление СХа/с согласно следующему выражению:
где R является величиной постоянной (постоянная идеальных газов); S является площадью несущей поверхности летательного аппарата; TAS является расчетной воздушной скоростью; G является значением, зависящим от TAS и от геометрической высоты Zg; Т является значением тяги воздушного винта.
Настоящее изобретение может применяться на любой фазе полета (набор высоты, крейсерский полет, снижение) летательного аппарата. Вместе с тем, применение зависит от фазы полета. Как будет подробнее показано ниже, в фазе крейсерского полета учитывают значения лобового сопротивления летательного аппарата, а также уточненные ниже значения скорости, тогда как в других фазах полета учитывают только значения лобового сопротивления.
Центральный блок 3 дополнительно содержит средства 14, соединенные по линии связи 15 со средствами 7, для вычисления теоретической крейсерской скорости IASth на основании текущей массы W летательного аппарата, средства, например, встроенные в множество 2, для измерения текущей скорости IAS летательного аппарата, и средства 16, соединенные по линии связи 17 со средствами 14, для применения второго набора сравнений, связанного со скоростью и содержащего, по меньшей мере, одно сравнение между текущей скоростью IAS и теоретической крейсерской скоростью IASth.
Кроме того, средства 12, предназначенные для определения наличия ухудшения характеристик летательного аппарата, могут также учитывать (в зависимости от фазы полета) второй набор сравнений, связанный со скоростью, получаемый по линии связи 18 от средств 16.
Средства 14 рассчитывают теоретическую крейсерскую скорость IASth на основании текущей массы W летательного аппарата, измеренной высоты Zp полета летательного аппарата и температурной разности ΔISA между стандартной температурой Tstd и измеренной статической температурой воздуха SAT.
Для этого в предпочтительном варианте выполнения средства 14 используют следующее выражение:
IASth=a0+a1·W+a2·W2+a3·ΔISA+a4·W·ΔISA+a5·ΔISA2+a6·Zp+a7·Zp·W+a8·Zp.ΔISA+a9·Zp2
Параметры а0-а9 являются заранее определенными значениями, зависящими от типа летательного аппарата и определяемыми, например, эмпирическим путем.
Кроме того, устройство 1 в соответствии с настоящим изобретением содержит также средства, входящие, например, в состав множества 2, для проверки, находится летательный аппарат в режиме крейсерского полета или нет. Для этого средства проверяют, например, задействован ли на летательном аппарате обычный режим удержания высоты, причем в течение заранее определенного времени, например, от двух минут.
Если на стадии предыдущей проверки оказывается, что летательный аппарат не находится в режиме крейсерского полета (режим удержания высоты не задействован или не задействован, начиная от заранее определенного времени), средства 12 определяют наличие ухудшения характеристик летательного аппарата только при помощи первого набора сравнений, связанного с лобовым сопротивлением, полученного от средств 10.
В этом случае средства 12 определяют ухудшение характеристик летательного аппарата, если реализуется одно из двух следующих условий А и В, связанных с первым набором сравнений:
- условие А: СХа/с>CXth+ΔCX1 в течение заранее определенного времени, например, 30 секунд;
- условие В: СХа/с>CXth+ΔCX2 и
ΔСХа/с>ΔCXth+ΔCX3,
где СХа/с - расчетное текущее лобовое сопротивление летательного аппарата; CXth - расчетное теоретическое лобовое сопротивление летательного аппарата; ΔCX1, ΔCX2 и ΔCX3 - заранее определенные значения лобового сопротивления; ΔCX2 равно ΔCX1; ΔCXa/с является разностью теоретического лобового сопротивления между двумя заранее определенными разными моментами t1 и t2, например, текущим моментом t1 и предыдущим моментом t2, соответствующей заранее определенному времени (например, 30 секунд) перед текущим моментом t1. Таким образом, ΔCXa/с=СХа/с(t1)-CXa/c(t2); и ΔCXth является разностью теоретического лобового сопротивления между двумя разными упомянутыми моментами t1 и t2:
ΔCXth=CXth(t1)-CXth(t2).
Если же в результате вышеупомянутой проверки оказывается, что летательный аппарат находится в режиме крейсерского полета (задействован режим удержания высоты), средства 12 определяют наличие ухудшения характеристик летательного аппарата также при помощи второго набора сравнений, связанного со скоростью, полученного от упомянутых средств 16 (дополнительно к упомянутому первому набору сравнений, связанному с лобовым сопротивлением, полученному от упомянутых средств 10).
В этом случае средства 12 обнаруживают ухудшение характеристик летательного аппарата, если реализуется одно из двух следующих условий С и D, относящихся к первому и второму наборам сравнений:
условие С: CXa/с>CXth+ΔCX4 и
IAS<IASth-ΔIAS1 в течение заранее определенного времени, например, 30 секунд;
условие D: CXa/с>CXth+ΔCX4; и
IAS<IASth-ΔIAS1; и
ΔCXa/c>ΔCXth+ΔCX5,
где кроме вышеуказанных параметров: ΔCX4 и ΔCX5 - заранее определенные значения лобового сопротивления; IAS - измеренная текущая скорость летательного аппарата; IASth - расчетная теоретическая крейсерская скорость; ΔIAS1 - заранее определенная разность скорости.
Если в режиме крейсерского полета не реализуется ни одно из вышеуказанных условий С и D, средства 12 проверяют условия Е и F и обнаруживают ухудшение характеристик летательного аппарата, если реализуется одно из двух следующих условий Е и F, связанных с первым и вторым наборами сравнений:
условие Е: CXa/с>CXth+ΔCX6;
IAS<IASth-ΔIAS2 в течение заранее определенного времени, например, 30 секунд;
условие F: CXa/с>CXth+ΔCX6; и
IAS<IASth-ΔIAS2; и
ΔCXa/c>ΔCXth+ΔCX7,
где кроме вышеуказанных параметров: ΔCX6 и ΔCX7 - заранее определенные значения лобового сопротивления; ΔCX6 меньше ΔCX4; ΔCX7, например, равно ΔCX5; ΔIAS2 является заранее определенной разностью скорости; ΔIAS2 превышает ΔIAS1.
Если во время проверок обнаруживается ухудшение характеристик летательного аппарата, средства 5 предупреждения выдают по меньшей мере одно соответствующее тревожное сообщение. Для этого средства 5 предупреждения могут содержать по меньшей мере один дисплей 12 для выведения на экран тревожных сообщений и/или обычные звуковые средства 20, выполненные в летной кабине летательного аппарата.
Кроме того, если в фазе крейсерского полета не реализуется ни одно из условий C, D, E и F, средства 12 проверяют, реализуется ли одно из следующих условий G и H:
условие G:
CXa/с>CXth+ΔCX8;
IAS<IASth-ΔIAS3 в течение заранее определенного времени;
условие H:
CXa/с>CXth+ΔCX8; и
IAS<IASth-ΔIAS3; и
ΔCXa/c>ΔCXth+ΔCX9,
где ΔCX8 и ΔCX9 являются заранее определенными значениями лобового сопротивления, при этом ΔCX8 меньше ΔCX6; и ΔIAS3 является заранее определенной разностью скорости, меньшей ΔIAS1 и ΔIAS2.
Если реализуется одно из условий G и H, средства 5 предупреждения передают сообщение, указывающее, что крейсерская скорость является низкой.
Кроме того, в частном варианте выполнения, когда центральный блок 3 обнаруживает ухудшение характеристик, он сравнивает измеренную скорость IAS с расчетной минимальной рабочей скоростью MSIS, связанной с условиями интенсивного обледенения; и если скорость IAS меньше скорости MSIS, средства 5 предупреждения передают сообщение, требующее повышения скорости.
Скорость MSIS рассчитывают следующим образом:
где, кроме вышеупомянутых параметров, VO является заранее определенным значением скорости; К является заранее определенным коэффициентом; R является постоянной идеальных газов; ТО является стандартной температурой на уровне моря; γ является заранее определенной величиной; Р является статическим давлением на уровне летательного аппарата; РО является статическим давлением на уровне моря; CZmax является заранее определенной величиной.
В частном варианте выполнения средства 8 и 14 осуществляют вышеуказанные расчеты, как правило, ежесекундно, исключительно, если измеренная статическая температура воздуха SAT превышает заранее определенное значение, например 5°С, и если реализуется одно из следующих условий обледенения:
во время текущего полета уже было обнаружено увеличение наледи;
горит световой индикатор обледенения;
работает антиобледенительная система фюзеляжа летательного аппарата.
Кроме того, в предпочтительном варианте выполнения множество 2 источников информации содержит блок сбора данных о полете типа FDAU («Flight Data Acquisition Unit»), который обычно осуществляет сбор данных для устройства записи данных о полете типа FDR («Flight Data Recorder»); и/или средства 5 предупреждения содержат интерфейсный блок управления информацией о характеристиках летательного аппарата типа APIU («Aircraft Performance Interface Unit»), который обычно осуществляет управление сигнализацией, а также запись сообщений в устройстве записи данных о полете вышеуказанного типа FDR.
Способ, осуществляемый устройством 1 в соответствии с настоящим изобретением, описан ниже со ссылками на диаграмму (фиг.2).
Способ содержит следующие этапы.
На предварительном этапе Е1 вводят первоначальную массу WO в устройство 1.
На этапе Е2 вычисляют текущую массу W в средстве 7.
На этапе Е3 осуществляют проверку, т.е. проверяют, убраны ли закрылки и шасси летательного аппарата. Если получают отрицательный ответ («N», то есть «нет»), возвращаются к этапу Е2, в противоположном случае («О», то есть «да») переходят к этапу Е4, а затем к этапу Е5 проверки.
На упомянутом этапе Е4 рассчитывают следующие параметры:
текущее лобовое сопротивление СХа/с;
теоретическое лобовое сопротивление CXth;
разность текущего лобового сопротивления ΔСХа/с;
разность теоретического лобового сопротивления ΔCXth;
теоретическую крейсерскую скорость IASth;
минимальную рабочую скорость MSIS.
На этапе Е5 проверки проверяют, реализуется ли по меньшей мере одно из вышеуказанных условий обледенения и превышает ли измеренная статическая температура воздуха SAT заранее определенное значение. Если получают отрицательный ответ, то возвращаются к этапу Е2, в противоположном случае переходят к этапу Е6 проверки.
На этапе Е6 проверяют, находится ли летательный аппарат в крейсерском полете или нет. Если нет, то переходят к этапу Е7 проверки, и если да, то переходят к этапу Е8 проверки.
На этапе Е7 проверяют, реализуются ли вышеуказанные условия А и В. Если да, то переходят к этапу Е9, а затем к этапу Е10, и если нет, то возвращаются к этапу Е2.
На этапе Е9 осуществляют передачу сообщения, предупреждающего экипаж об ухудшении характеристик средством 5 предупреждения.
На этапе Е10 сравнивают скорость IAS со скоростью MSIS. Если скорость IAS превышает или равна скорости MSIS, то возвращаются к этапу Е2, если нет, то переходят к этапу Е11.
На этапе Е11 передают сообщение, требующее повышения скорости средством 5 предупреждения.
На этапе Е8 проверяют, в режиме крейсерского полета, реализуются ли условия С и D. Если да, то переходят к этапу Е9, и если нет, то переходят к этапу Е12.
На этапе Е12 проверяют в режиме крейсерского полета, реализуются ли условия Е и F. Если да, то переходят к этапу Е9, и если нет, то переходят к этапу Е13 проверки.
На этапе Е13 проверяют в режиме крейсерского полета, реализуется ли условие G. Если нет, то возвращаются к этапу Е2, и если да, то переходят к этапу Е14.
На этапе Е14 передают сообщение, указывающее, что крейсерская скорость является низкой средством 5 предупреждения.
Claims (17)
1. Способ обнаружения ухудшения характеристик летательного аппарата, отличающийся тем, что автоматически и периодически осуществляют следующие этапы:
а) рассчитывают, по меньшей мере, текущую массу летательного аппарата на основании первоначальной массы перед полетом и расхода топлива во время полета, который зависит, по меньшей мере, от высоты полета и от типа летательного аппарата, теоретическое лобовое сопротивление летательного аппарата на основании текущей массы и текущее лобовое сопротивление летательного аппарата,
b) используют по меньшей мере первый набор сравнений, относящийся к лобовому сопротивлению и содержащий по меньшей мере одно сравнение между текущим лобовым сопротивлением и теоретическим лобовым сопротивлением, и c) определяют наличие ухудшения характеристик летательного аппарата, по меньшей мере, на основании первого набора сравнений, d) если ухудшение характеристик летательного аппарата обнаружено на этапе с), то передают по меньшей мере одно соответствующее тревожное сообщение.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что на этапе а) вычисляют теоретическое лобовое сопротивление CXth согласно следующему выражению:
CXth=f1(CZ2)+f2(RE)+ΔCXf,
где CZ - значение лобового сопротивления, зависящего от текущей массы; fl(CZ2) - функция, зависящая от CZ2; f2(RE) функция, зависящая от числа Рейнольдса RE; ΔCXf - значение, зависящее от CZ и CZ2.
3. Способ по п.1, отличающийся тем, что на этапе а) вычисляют текущее лобовое сопротивление СХа/с согласно следующему выражению:
где R - постоянная величина; S - площадь несущей поверхности летательного аппарата; TAS - рассчитанная скорость воздуха; G - значение, зависящее от TAS; Т - значение тяги воздушного винта.
4. Способ по п.1, отличающийся тем, что дополнительно проверяют, находится или нет летательный аппарат в крейсерском полете.
5. Способ по п.4, отличающийся тем, что, если летательный аппарат не находится в крейсерском полете, то на этапе с) определяют наличие ухудшения характеристик летательного аппарата только на основании первого набора сравнений, связанного с лобовым сопротивлением.
6. Способ по п.1, отличающийся тем, что на этапе с) определяют ухудшение характеристик летательного аппарата, если реализуется одно из двух следующих условий А и В, относящихся к первому набору сравнений, т.е. если
А: СХа/с>CXth+ΔСХ1 в течение заранее определенного времени,
В: СХа/с>CXth+ΔСХ2 и
АСХа/с>ACXth+ΔСХ3,
где СХа/с - расчетное текущее лобовое сопротивление летательного аппарата; CXth - расчетное теоретическое лобовое сопротивление летательного аппарата; ΔСХ1, ΔСХ2 и ΔСХ3 - заранее определенные значения лобового сопротивления; ΔСХа/с является разностью текущего лобового сопротивления между двумя заранее определенными разными моментами; ΔCXth является разностью теоретического лобового сопротивления между двумя заранее определенными разными моментами.
7. Способ по п.4, отличающийся тем, что, если летательный аппарат находится в крейсерском полете, на этапе а) рассчитывают теоретическую крейсерскую скорость на основании текущей массы летательного аппарата и измеряют текущую скорость летательного аппарата, на этапе b) используют второй набор сравнений, связанный со скоростью и содержащий по меньшей мере одно сравнение между текущей скоростью и теоретической крейсерской скоростью, и на этапе с) определяют наличие ухудшения характеристик летательного аппарата также на основании второго набора сравнений, связанного со скоростью.
8. Способ по п.7, отличающийся тем, что на этапе а) рассчитывают теоретическую крейсерскую скорость на основании текущей массы летательного аппарата, измеренной высоты полета летательного аппарата и разности между стандартной температурой и измеренной температурой.
9. Способ по п.7, отличающийся тем, что на этапе с) обнаруживают ухудшение характеристик летательного аппарата, если реализуется одно из двух следующих условий С и D, относящихся к первому и второму наборам сравнений, т.е. если
С: СХа/с>CXth+ΔСХ4; и
IAS<IASth-ΔIAS1 в течение заранее определенного времени;
D: СХа/с>CXth+ΔСХ4; и
IAS<IASth-ΔIAS1; и
ΔСХа/с>ΔCXth+ΔCX5,
где СХа/с - расчетное текущее лобовое сопротивление летательного аппарата; CXth - расчетное теоретическое лобовое сопротивление летательного аппарата; ΔСХ4 и ΔСХ5 - заранее определенные значения лобового сопротивления; IAS - измеренная текущая скорость летательного аппарата; IASth - расчетная теоретическая крейсерская скорость; ΔIAS1 - заранее определенная разность скорости; ΔСХа/с - разность текущего лобового сопротивления между двумя заранее определенными разными моментами; ΔCXth - разность теоретического лобового сопротивления между двумя заранее определенными разными моментами.
10. Способ по п.9, отличающийся тем, что на этапе с) определяют ухудшение характеристик летательного аппарата, если реализуется одно из двух следующих условий Е и F, связанных с первым и вторым наборами сравнений, т.е. если
Е: СХа/с>CXth+ΔСХ6; и
IAS<IASth-ΔIAS2 в течение заранее определенного времени;
F: СХа/с>CXth+ΔСХ6;
IAS<IASth-ΔIAS2; и
ΔСХа/с>ΔCXth+ΔСХ7,
где СХа/с - расчетное текущее лобовое сопротивление летательного аппарата; CXth - расчетное теоретическое лобовое сопротивление летательного аппарата; ΔСХ6 и ΔСХ7 - заранее определенные значения лобового сопротивления; ΔСХ6 меньше ΔСХ4; IAS является измеренной скоростью летательного аппарата; IASth является расчетной теоретической крейсерской скоростью летательного аппарата; ΔIAS2 является заранее определенной разностью скорости, ΔIAS2 превышает ΔIAS1; ΔСХа/с является разностью текущего лобового сопротивления между двумя заранее определенными разными моментами; ΔCXth является разностью теоретического лобового сопротивления между двумя заранее определенными разными моментами.
11. Способ по п.10, отличающийся тем, что, если не реализуется ни одно из условий С, D, Е и F, то проверяют, реализуется ли одно из следующих условий G и Н, связанных с первым и вторым набором сравнений, т.е. если
G: СХа/с>CXth+ΔСХ8; и
IAS<IASth-ΔIAS3 в течение заранее определенного времени;
Н: СХа/с>CXth+ΔСХ8;
IAS<IASth-ΔIAS3; и
ΔСХа/с>ΔCXth+ΔСХ9,
где ΔСХ8 и ΔСХ9 являются заранее определенными значениями лобового сопротивления, при этом ΔСХ8 меньше ΔСХ6; ΔIAS3 является заранее определенной разностью скорости, меньшей ΔIAS1 и ΔIAS2, а если реализуется одно из условий G и Н, на этапе d) передают сообщение, указывающее, что крейсерская скорость является низкой.
12. Способ по п.1, отличающийся тем, что, если обнаруживают ухудшение характеристик летательного аппарата, то сравнивают измеренную скорость IAS с расчетной минимальной рабочей скоростью MSIS, связанной с условиями интенсивного обледенения, и если скорость IAS меньше скорости MSIS, передают сообщение, требующее повышения скорости.
13. Способ по п.1, отличающийся тем, что этапы а)-с) осуществляют только в том случае, если убраны закрылки и шасси.
14. Способ по п.1, отличающийся тем, что этапы b) и с) осуществляют только в том случае, когда, по меньшей мере, реализуется одно условие обледенения и когда измеренная статическая температура воздуха превышает заранее определенную величину.
15. Устройство обнаружения и предупреждения об ухудшении характеристик летательного аппарата, содержащее множество датчиков (2), центральный блок (3), соединенный с множеством (2) датчиков и выполненный с возможностью обнаружения ухудшения характеристик летательного аппарата, средства (5) предупреждения, соединенные с центральным блоком (3), отличающееся тем, что центральный блок (3) содержит средства (7, 8) для вычисления, по меньшей мере, текущей массы летательного аппарата, текущего лобового сопротивления летательного аппарата и на основании текущей массы - теоретического лобового сопротивления летательного аппарата, средства (10) для применения, по меньшей мере, первого набора сравнений, связанного с лобовым сопротивлением и содержащего по меньшей мере одно сравнение между текущим лобовым сопротивлением и теоретическим лобовым сопротивлением, и средства (12) для определения наличия ухудшения характеристик летательного аппарата при помощи, по меньшей мере, первого набора сравнений, при этом центральный блок (3) дополнительно содержит средства (14) для вычисления теоретической крейсерской скорости на основании текущей массы летательного аппарата, датчики (2) для измерения текущей скорости летательного аппарата, средства (16) для реализации второго набора сравнений, связанного со скоростью и содержащего по меньшей мере одно сравнение между текущей скоростью и теоретической крейсерской скоростью, и средства (12) определения наличия ухудшения характеристик летательного аппарата также при помощи второго набора сравнений, связанного со скоростью.
16. Устройство по п.15, отличающееся тем, что множество (2) датчиков содержит также блок сбора данных о полете.
17. Устройство по п.15, отличающееся тем, что средства (5) предупреждения содержат интерфейсный блок управления информацией о характеристиках летательного аппарата.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0407034A FR2872327B1 (fr) | 2004-06-28 | 2004-06-28 | Procede et dispositif de detection de degradation de performances d'un aeronef |
| FR0407034 | 2004-06-28 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2005119883A RU2005119883A (ru) | 2007-01-10 |
| RU2302359C2 true RU2302359C2 (ru) | 2007-07-10 |
Family
ID=34942410
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2005119883/11A RU2302359C2 (ru) | 2004-06-28 | 2005-06-27 | Способ и устройство для обнаружения ухудшения характеристик летательного аппарата |
Country Status (10)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7398182B2 (ru) |
| EP (1) | EP1612140B1 (ru) |
| CN (1) | CN100509559C (ru) |
| AT (1) | ATE385950T1 (ru) |
| CA (1) | CA2510304C (ru) |
| DE (1) | DE602005004702T2 (ru) |
| DK (1) | DK1612140T3 (ru) |
| ES (1) | ES2300957T3 (ru) |
| FR (1) | FR2872327B1 (ru) |
| RU (1) | RU2302359C2 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN105989639A (zh) * | 2015-02-16 | 2016-10-05 | 径卫视觉科技（上海）有限公司 | 生活辅助型智能行车记录系统 |
| RU2627935C2 (ru) * | 2012-04-24 | 2017-08-14 | Таль | Способ и устройство для разработки системы для управления предупреждениями и процедурами на летательном аппарате |
Families Citing this family (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2866109B1 (fr) * | 2004-02-05 | 2006-04-07 | Airbus France | Procede et dispositif de verification d'une valeur de temperature a une altitude de destination d'un aeronef. |
| FR2872327B1 (fr) * | 2004-06-28 | 2006-10-06 | Avions De Transp Regional Grou | Procede et dispositif de detection de degradation de performances d'un aeronef |
| US7124983B2 (en) * | 2004-08-20 | 2006-10-24 | Honeywell International, Inc. | Hybrid electrical ice protection system and method including an energy saving mode |
| US8957790B2 (en) * | 2009-01-06 | 2015-02-17 | The Boeing Company | System and method for cruise monitoring and alerting |
| US8451144B2 (en) * | 2009-02-04 | 2013-05-28 | Honeywell International Inc. | Flaps overspeed advisory system |
| FR2961898B1 (fr) * | 2010-06-25 | 2013-01-04 | Snecma | Procede de detection d'une panne des moyens de degivrage d'une sonde de mesure d'un parametre physique |
| EP2535692B1 (en) * | 2011-06-17 | 2015-10-21 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | Fatigue management system |
| CN102331331A (zh) * | 2011-06-20 | 2012-01-25 | 中国国际航空股份有限公司 | 飞机机载氧气性能检测方法 |
| US8798898B2 (en) * | 2011-10-31 | 2014-08-05 | General Electric Company | Methods and systems for inferring aircraft parameters |
| ITCO20120008A1 (it) | 2012-03-01 | 2013-09-02 | Nuovo Pignone Srl | Metodo e sistema per monitorare la condizione di un gruppo di impianti |
| FR2991485B1 (fr) * | 2012-06-05 | 2015-08-14 | Airbus Operations Sas | Procede et dispositif d'estimation automatique d'une degradation en consommation et en trainee d'un aeronef. |
| US9957053B2 (en) | 2014-08-21 | 2018-05-01 | Northrop Grumman Systems Corporation | Helicopter rotor icing detection system and method |
| DE102016111902A1 (de) * | 2016-06-29 | 2018-01-04 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Verfahren und Assistenzsystem zur Detektion einer Flugleistungsdegradierung |
| US10592636B2 (en) * | 2017-03-17 | 2020-03-17 | General Electric Company | Methods and systems for flight data based parameter tuning and deployment |
| US20190127078A1 (en) * | 2017-10-30 | 2019-05-02 | The Boeing Company | Method and system for improving aircraft fuel efficiency |
| US10899460B2 (en) * | 2018-07-02 | 2021-01-26 | The Boeing Company | System and method for improved pilot situational awareness |
| US11897619B2 (en) * | 2021-11-22 | 2024-02-13 | Rosemount Aerospace Inc. | Heating prognostics system for ice protection system |
Family Cites Families (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2041794A (en) * | 1935-03-11 | 1936-05-26 | Edward A Stalker | Aircraft |
| US2538303A (en) * | 1944-03-22 | 1951-01-16 | Robert C Brown Jr | Means for determining aerodynamic states of aircraft |
| US2452621A (en) * | 1946-03-29 | 1948-11-02 | Weissenbach Joseph | Flight operation indicator |
| US4312041A (en) * | 1978-02-22 | 1982-01-19 | Lear Siegler, Inc. | Flight performance data computer system |
| US4490802A (en) * | 1981-12-21 | 1984-12-25 | Sperry Corporation | Takeoff weight computer apparatus for aircraft |
| EP0236587A3 (en) * | 1986-02-06 | 1989-03-22 | The Boeing Company | Time-responsive flight optimization system |
| US4843554A (en) * | 1987-08-06 | 1989-06-27 | The United States Of America As Represented By The United States National Aeronautics And Space Administration | Airplane takeoff and landing performance monitoring system |
| US5457630A (en) * | 1992-11-18 | 1995-10-10 | Aers/Midwest, Inc. | System for onboard lift analysis and apparatus therefor |
| US6092021A (en) * | 1997-12-01 | 2000-07-18 | Freightliner Corporation | Fuel use efficiency system for a vehicle for assisting the driver to improve fuel economy |
| US6304194B1 (en) * | 1998-12-11 | 2001-10-16 | Continuum Dynamics, Inc. | Aircraft icing detection system |
| US7177785B2 (en) * | 2003-08-22 | 2007-02-13 | Honeywell International, Inc. | Systems and methods for improved aircraft performance predictions |
| FR2872327B1 (fr) * | 2004-06-28 | 2006-10-06 | Avions De Transp Regional Grou | Procede et dispositif de detection de degradation de performances d'un aeronef |
-
2004
- 2004-06-28 FR FR0407034A patent/FR2872327B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2005
- 2005-06-14 DE DE602005004702T patent/DE602005004702T2/de active Active
- 2005-06-14 AT AT05291276T patent/ATE385950T1/de not_active IP Right Cessation
- 2005-06-14 EP EP05291276A patent/EP1612140B1/fr active Active
- 2005-06-14 DK DK05291276T patent/DK1612140T3/da active
- 2005-06-14 ES ES05291276T patent/ES2300957T3/es active Active
- 2005-06-20 CA CA2510304A patent/CA2510304C/fr active Active
- 2005-06-23 US US11/159,424 patent/US7398182B2/en active Active - Reinstated
- 2005-06-27 RU RU2005119883/11A patent/RU2302359C2/ru active
- 2005-06-28 CN CNB2005100896212A patent/CN100509559C/zh not_active Expired - Fee Related
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2627935C2 (ru) * | 2012-04-24 | 2017-08-14 | Таль | Способ и устройство для разработки системы для управления предупреждениями и процедурами на летательном аппарате |
| CN105989639A (zh) * | 2015-02-16 | 2016-10-05 | 径卫视觉科技（上海）有限公司 | 生活辅助型智能行车记录系统 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DK1612140T3 (da) | 2008-06-09 |
| US20050288895A1 (en) | 2005-12-29 |
| CN1721275A (zh) | 2006-01-18 |
| DE602005004702T2 (de) | 2008-11-27 |
| ATE385950T1 (de) | 2008-03-15 |
| DE602005004702D1 (de) | 2008-03-27 |
| EP1612140A1 (fr) | 2006-01-04 |
| FR2872327B1 (fr) | 2006-10-06 |
| US7398182B2 (en) | 2008-07-08 |
| EP1612140B1 (fr) | 2008-02-13 |
| CA2510304C (fr) | 2013-12-03 |
| RU2005119883A (ru) | 2007-01-10 |
| ES2300957T3 (es) | 2008-06-16 |
| CN100509559C (zh) | 2009-07-08 |
| CA2510304A1 (fr) | 2005-12-28 |
| FR2872327A1 (fr) | 2005-12-30 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2302359C2 (ru) | Способ и устройство для обнаружения ухудшения характеристик летательного аппарата | |
| US7175136B2 (en) | Method and apparatus for detecting conditions conducive to ice formation | |
| EP2990336B1 (en) | Detecting inflight icing conditions on aircraft | |
| CN104471502B (zh) | 安全起飞监控系统 | |
| US8684312B2 (en) | Method and system for checking the formation of ice on an aircraft in flight | |
| US11401044B2 (en) | Method and assistance system for detecting a degradation of flight performance | |
| US9352841B2 (en) | Virtual ice accretion meter display | |
| US5595357A (en) | Aircraft stall warning system | |
| RU2593174C2 (ru) | Способ и система расчета взлетного веса летательного аппарата | |
| US20110264308A1 (en) | Method And Device For Automatically Estimating An Air Speed Of An Aircraft | |
| Deiler et al. | Design and Testing of an Indirect Ice Detection Methodology | |
| US7127335B2 (en) | Low airspeed assist algorithm for air data computer applications | |
| US8602361B2 (en) | Laminar flow monitor | |
| Ranaudo et al. | Performance degradation of a typical twin engine commuter type aircraft in measured natural icing conditions | |
| US11069248B2 (en) | Dynamic determination method for determining the position of a stopping point of an aircraft on a landing strip and related system | |
| Myers et al. | The dynamic icing detection system (DIDS) | |
| Deiler | Testing of an Indirect Ice Detection Methodology in the Horizon2020 Project SENS4ICE | |
| Houck et al. | Air data sensor failure detection | |
| US20070295078A1 (en) | System for measuring an airflow angle at the wingtip of an aircraft | |
| Deiler | Performance-Based Ice Detection-First Results from SENS4ICE European Flight Test Campaign | |
| Reed | Airplane performance testing at altitude | |
| KR20140111753A (ko) | 항공기의 실속 경보 장치 | |
| Sowles | An evaluation of climb performance data reduction methods |