RU2400405C1 - Способ определения массы летательного аппарата, положения его центра масс и устройство для его осуществления - Google Patents
Способ определения массы летательного аппарата, положения его центра масс и устройство для его осуществления Download PDFInfo
- Publication number
- RU2400405C1 RU2400405C1 RU2009122828/11A RU2009122828A RU2400405C1 RU 2400405 C1 RU2400405 C1 RU 2400405C1 RU 2009122828/11 A RU2009122828/11 A RU 2009122828/11A RU 2009122828 A RU2009122828 A RU 2009122828A RU 2400405 C1 RU2400405 C1 RU 2400405C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- mass
- aircraft
- center
- signals
- display
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Balance (AREA)
Abstract
Изобретение относится к способу и устройству определения массы летательного аппарата, положения его центра масс. Способ заключается в том, что по сигналам в виде электродвижущей силы (ЭДС), снимаемым с датчиков давления, например пьезоэлектрических датчиков, размещаемых в месте крепления стоек шасси к конструкции летательного аппарата и прямопропорциональных массе последнего, определяется масса летательного аппарата и положение его центра масс. Устройство состоит из датчиков давления (5, 6 и 7) на стойках шасси, микроконтроллера (8) и дисплея (9). Все составные элементы устройства располагаются непосредственно на борту летательного аппарата (1). Сигналы Сгл.пр, Сгл.л, Спер с датчиков давления (5, 6, 7) поступают в микроконтроллер (8), где преобразуются в численные сигналы массы летательного аппарата и положения его центра масс на продольной и поперечной осях, которые подаются на дисплей (9), где экипаж визуально получает информацию о массе летательного аппарата и положении его центра масс перед взлетом. Достигается увеличение информативности экипажа летательного аппарата и повышение безопасности полета. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к бортовым системам информации.
Известен способ определения массы самолета и положения центра масс [1], заключающийся в определении массы отдельных частей самолета при его изготовлении и размещении этих частей таким образом, что центр масс располагается в определенном месте, между передней и основными стойками шасси (предполагается трехопорное шасси с передней опорой, как наиболее распространенное). При снаряжении самолета, например боеприпасами, и его заправке изменение положения центра масс самолета также известно (определено на заводе при изготовлении).
Масса летательного аппарата и положение его центра масс в этом случае всегда будут известны. Это относится, например, к самолетам-истребителям, к самолетам-штурмовикам и т.п., у которых все варианты снаряжения заранее известны и не меняются с течением времени.
Однако это относится не ко всем летательным аппаратам. Например, транспортные самолеты и вертолеты загружаются каждый раз отличными друг от друга грузами как по массе, так и по распределению его вдоль продольной оси летательного аппарата, что меняет положение центра масс. Известно много случаев, когда из-за перегрузки летательных аппаратов происходили аварии и катастрофы. Достаточно вспомнить катастрофу вертолета с губернатором Красноярского края Лебедем А.И., которая произошла из-за перегрузки. Обычно (и оправданно) стремятся загружать летательный аппарат до максимально допустимой величины, чтобы его эффективно использовать. Однако летчику трудно определить массу загружаемого груза и его распределение вдоль грузовой кабины (информация об этом в кабину летчика не поступает), что не позволяет знать положение центра масс и является недостатком данного способа.
Известен способ определения веса и центра тяжести самолета [2], заключающийся в том, что самолет помещают на платформу, поднимают гидроподъемниками и получают сигналы с датчиков давления о величине нагрузки на каждый из них, а счетно-решающий блок определяет общий вес (массу) самолета и положение центра тяжести (центра масс).
Хотя понятия «масса» и «сила тяжести» имеют разное значение (масса является мерой инертности тела в поступательном движении и характеризует способность тела взаимодействовать с другими телами, а сила тяжести определяется законом всемирного тяготения и является силой, действующей на тело, вследствие притяжения к Земле, равной по модулю силе реакции и направленной противоположно ей) [4], между ними существует тесная связь. Сила тяготения Fтяг, составляющей которой является сила тяжести G, равна [4]:
где m1 - масса летательного аппарата;
m2 - масса Земли;
ν - коэффициент пропорциональности, который называется гравитационной постоянной;
r - расстояние между массами m1 и m2.
Из формулы видно, что связь между силой тяготения и массой летательного аппарата прямопропорциональная, а так как сила тяжести G летательного аппарата является составляющей силы тяготения, то, следовательно, между массой и силой тяжести летательного аппарата существует прямопропорциональная связь. Поэтому, правомерно при качественном рассмотрении, вместо массы употреблять силу тяжести (для большей наглядности) и наоборот, что и будет авторами использоваться в дальнейшем. И центр масс совпадает с центром тяжести летательного аппарата. Недостатком этого способа является то, что платформа является очень громоздким сооружением и может эксплуатироваться только на стационарных аэродромах. Также процесс определения массы самолета и положения его центра масс занимает значительное время, требует заметных материальных и трудовых затрат. Кроме того, информация о массе летательного аппарата и положении его центра масс в кабину летчика не поступает.
Этот способ является наиболее близким к предлагаемому, поэтому и взят за прототип.
Технической задачей изобретения является разработка способа определения массы летательного аппарата, положения его центра масс и информирование об этом летчика, находящегося в кабине летательного аппарата, в любой момент времени, при нахождении летательного аппарата на земле.
Технический результат изобретения достигается тем, что масса летательного аппарата и положение его центра масс перед взлетом определяются по сигналам с датчиков давления, например пьезоэлектрических датчиков, располагающихся непосредственно на летательном аппарате, в частности в месте крепления стоек шасси к конструкции летательного аппарата, причем эти сигналы образовываются в виде электродвижущейся силы (ЭДС), прямопропорциональной массе летательного аппарата: чем больше масса, тем больше ЭДС. Но масса летательного аппарата распределяется неравномерно по всем датчикам, то есть стойкам шасси в данном случае, что зависит от положения центра масс летательного аппарата, и эти сигналы с датчиков давления поступают в бортовой процессор, например микроконтроллер, где преобразуются в числовое значение массы летательного аппарата по суммарному значению ЭДС со всех датчиков и присоединением к этой массе известной массы стоек шасси, а по различию значений ЭДС с каждого датчика и известным размерам базы шасси и его колеи определяется численное значение положения центра масс летательного аппарата на его продольной и поперечной осях, после чего сформированные в процессоре сигналы, в виде численных величин массы летательного аппарата и положения его центра масс на продольной и поперечной осях, поступают в кабину экипажа на отображаемое устройство, например дисплей, где высвечиваются и позволяют экипажу получать визуально, или в любом другом виде, информацию о массе летательного аппарата и положении его центра масс перед взлетом.
Заявляемый способ реализуется в устройстве, в котором масса летательного аппарата преобразуется в электрический сигнал (ЭДС - электродвижущую силу) на датчиках давления, например пьезоэлектрических датчиках, по суммированию которого с нескольких датчиков определяется масса летательного аппарата, а по распределению на этих датчиках - положение его центра масс. Датчики давления устанавливаются в месте соединения стоек шасси с остальной частью конструкции летательного аппарата и воспринимают на себе давление его массы, в результате чего в датчиках образуется ЭДС, пропорциональная давлению на эти датчики: чем больше масса, тем больше давление, тем больше ЭДС. Заранее отградуированные датчики (или на заводе-изготовителе этих датчиков) позволяют по величине ЭДС с них определять давление на них, т.е. усилие со стороны летательного аппарата, соответствующее его массе. Сигналы с датчиков давления поступают на микроконтроллер, где по этим сигналам определяется масса летательного аппарата и положение его центра масс, формируется информационный сигнал, подаваемый на дисплей в кабине летчика. При нахождении на земле летчик в любой момент имеет информацию о массе летательного аппарата и положении его центра масс, т.е. предлагается устройство, в котором все элементы располагаются непосредственно на летательном аппарате и включают в свой состав датчики давления, например
пьезоэлектрические датчики, размещаемые, в частности, в местах крепления стоек шасси с конструкцией летательного аппарата, процессор, в частности микроконтроллер, и отображающее устройство в кабине экипажа, например дисплей, причем в датчиках давления, при действии на них массы летательного аппарата, образуются сигналы в виде электродвижущих сил (ЭДС), которые поступают в микроконтроллер, где преобразуются в численные величины массы летательного аппарата и положения его центра масс на продольной и боковой осях, а затем эти сигналы поступают в кабину экипажа на отображающее устройство, например дисплей, на котором экипаж, при необходимости, может получить визуально информацию о массе летательного аппарата и положении его центра масс перед взлетом.
Новыми признаками, обладающими существенными отличиями по способу, являются:
1. Получение информации о массе летательного аппарата с датчиков давления, расположенных на самом летательном аппарате.
2. Определение центра масс летательного аппарата с помощью микроконтроллера (или любого другого устройства), размещенного на борту летательного аппарата.
3. Получение информации о массе летательного аппарата и положении его центра масс экипажем в кабине на дисплее или другом устройстве.
Существенными отличительными признаками по устройству являются:
1. Расположение всех элементов устройства непосредственно на летательном аппарате.
2. Наличие дисплея или любого другого устройства в кабине экипажа, на котором воспроизводится информация о массе летательного аппарата и положении его центра масс.
3. Связи между известными и новыми элементами устройства. Использование новых признаков, в совокупности с известными, и новых связей между ними обеспечивают достижение технического результата изобретения, а именно: получение информации экипажем в кабине летательного аппарата о величине массы этого летательного аппарата и положении его центра масс.
Изобретение поясняется чертежами. На фиг.1 представлена схема действия сил на летательный аппарат при его нахождении на земле. На фиг.2 - структурная схема устройства для реализации предлагаемого способа. Летательный аппарат (фиг.1) имеет силу тяжести G, приложенную в его центре масс (Ц.М.). Центр масс располагается внутри фюзеляжа 1. Снизу к фюзеляжу крепятся стойки шасси: основные стойки 2 и 3, и передняя стойка 4. Сила тяжести G уравновешивается реакциями от земли, действующими на основные стойки Nгл и переднюю стойку Nпер. Реакция на основные стойки состоит из двух составляющих: действующих на левую основную стойку Nгл.л и на правую основную стойку Nгл.пр.
На каждой стойке шасси, между фюзеляжем и стойкой, установлены датчики давления 5, 6 и 7, например пьезоэлектрические датчики. При давлении на них они вырабатывают сигналы Сгл.л, Сгл.пр и Спер соответственно с датчиков на главной левой, на главной правой и на передней стойках в виде напряжения (ЭДС). База шасси (расстояние между осями колес главных стоек и осью переднего колеса) обозначена через L. Расстояние от центра масс до осей колес основных стоек обозначена через l1, а до оси переднего колеса - через l2. Ширина колеи (расстояние между осями главных стоек) обозначена через «а» (вид А, фиг.1). Расстояние от центра масс до оси главной левой стойки обозначено через «a1», а до оси главной правой стойки - через «а2».
На фиг.2 датчики давления 5, 6 и 7 обозначены через Дгл.пр, Дгл.л и Дпер соответственно датчики на главной правой, на главной левой и передней стойках, с которых поступают сигналы соответственно Сгл.пр, Сгл.л и Спер. В структурную схему также входит микроконтроллер 8 и дисплей 9 в кабине летчика.
Работа по определению массы летательного аппарата и положения его центра масс предлагаемым способом заключается в следующем.
На земле, когда летательный аппарат не движется, то суммы проекций всех сил на каждую из координатных осей и суммы их моментов относительно этих осей равны нулю [3]. Проекции сил, действующих на летательный аппарат, будут только на ось «У». На остальные оси эти проекции будут равны нулю.
Составим сумму проекций сил на ось «У»:
ΣFiy=0. Nгл+Nпер-G=0;
Nгл=Nгл.л+Nгл.пр.
Тогда: Nгл.л+Nгл.пр+Nпер-G=0.
Или: 
По этому уравнению определяется масса летательного аппарата G. Моменты будут действовать только относительно осей «X» и «Z», а относительно оси «У» они будут равны нулю.
Составим сумму моментов относительно оси «X»:
Σmx=0; - Nгл.л·a1+Nгл.пр·а2=0
Отсюда: 
Расстояние «а» известно (колея шасси).
Тогда: а2=а-a1.
Подставляем в (2) и получаем:
Nгл.пр(a-a1)=Nгл.л·a1.
Или: Nгл.пр.·а-Nгл.пр·a1=Nгл.л·a1.
Или: Nгл.пр·а=a1(Nгл.пр+Nгл.л).
Или: Nгл.пра=a1·Nгл.
Отсюда: 
Т.е. положение центра масс в поперечном направлении определяется формулой (3).
Составим сумму моментов относительно оси «Z»:
Σmz=0. -Nгл·l1+Nпер·l2=0;
Отсюда: 
База шасси L известна. Тогда l2=L-l1.
Подставляем в (4) и получаем:
Nпер(L-l1)=Nгл·l1.
Или: Nпер·L-Nпер·l1=Nгл·l1.
Или: Nпер·L=l1(Nпер+Nгл).
Отсюда 
Уравнение (5) определяет положение центра масс в продольном направлении летательного аппарата.
Таким образом, используя уравнение (1), определяется масса летательного аппарата М (сила тяжести G). Значения реакций Nгл.л, Nгл.пр и Nпер определяются по величинам сигналов (ЭДС) Сгл.л, Сгл.пр и Спер с датчиков давлений 5, 6 и 7. Эта масса должна быть меньше или равной ее предельному значению Мпред (Gпред) т.е. М≤Мпред (G≤Gпред). Или Nгл.л+Nгл.пр+Nпер.≤Gпред. Значение Gпред для каждого летательного аппарата известно.
По уравнению (5) определяется положение центра масс вдоль продольной оси летательного аппарата. Величина l1 должна быть меньше L, т.е. l1<L. Если положение центра масс выходит за пределы базы шасси, то нарушается продольная устойчивость при разбеге.
По уравнению (3) определяется положение центра масс в поперечном направлении. Желательно, чтобы значение «a1» было близко к половине а величины «а», т.е. 
- иначе появляется крен.
Устройство работает следующим образом. С датчиков давления 5, 6 и 7 (Дгл.пр, Дгл.л, Дпер) снимаются сигналы (ЭДС) Сгл.пр, Сгл.л и Спер, (фиг.2), пропорциональные усилиям, действующим на эти датчики (пропорционально Nгл.пр, Nгл.л и Nпер), которые пропорциональны массе летательного аппарата (его силе тяжести): чем больше масса летательного аппарата, тем больше сигналы Сгл.пр, Сгл.л, Спер. Эти сигналы поступают на микроконтроллер 8, который преобразует их в сигналы «масса летательного аппарата М», «Центр масс l1» (положение центра масс на продольной оси летательного аппарата), «Центр масс a1» (положение центра масс на поперечной оси самолета) по следующему алгоритму:
1. Каждый сигнал Сгл.пр, Сгл.л, Спер переводится в массу, например m1, m2, m3 соответственно.
2. Суммируются все массы, образуя массу летательного аппарата М=m1+m2+m3+mш, где mш - масса всех стоек шасси (она известна заранее).
3. Формируется сигнал «Масса летательного аппарата М» и подается на дисплей 9, находящийся в кабине экипажа. Если М>М допустимое, то вылетать с такой массой запрещается. На дисплее загорается красный сигнал - вылет запрещается.
4. Формула (5) преобразуется в формулу:
5. Формируется сигнал «Центр масс l1» и подается на дисплей 9, находящийся в кабине экипажа.
Если l1<L, то на дисплее высвечивается (когда надо) значение l1, например, зеленым цветом. Самое благоприятное значение 
с точки зрения продольной устойчивости летательного аппарата на разбеге (и пробеге, если посадка с грузом), т.е. l1 
0,5L.
Если l1 близка к 0,1 L и менее или к 0,9 L и более, то следует экипажу обратить особое внимание на возможность вылета с таким расположением центра масс или повышенное внимание на управление на этих режимах. Если l1≤0·L или l1>L, то вылет с таким расположением центра масс невозможен: очень велика вероятность катастрофы. На дисплее загорается красный сигнал - вылет запрещается.
6. Формула (3) преобразуется в формулу:
7. Формируется сигнал «Центр масс a1» и подается на дисплей 9, находящийся в кабине экипажа.
Наиболее благоприятное положение центра масс, когда 
, т.е. центр масс находится в плоскости продольной оси летательного аппарата, и крена в этом случае не будет при отрыве летательного аппарата от земли. Если a1<0·а или a1>а, то вылет с таким расположением центра масс запрещается, так как случайное попадание одной из стоек шасси в яму или на бугорок может накренить летательный аппарат на разбеге и привести к катастрофе. Если 0,5а<a1<0,5а, то летчик должен быть готов парировать крен при отрыве летательного аппарата от земли.
При a1<0·а и a1>а на дисплее 9 загорается красный сигнал - вылет запрещается. Таким образом, перед вылетом летчик нажимает на дисплее соответствующую кнопку, чтобы узнать массу летательного аппарата и расположение его центра масс. Если М>m допустимое, l1≤0·L или l1≥L, a1<0·а или a1>а, то на дисплее загорается красный сигнал (по какой из названных причин, летчик определит по численному значению М, l1, a1. В остальных случаях значения этих величин высвечиваются другим (не красным) цветом, и летчик, находясь в кабине летательного аппарата, получает эту информацию. Затем он выключает дисплей (когда снимет с него эти показания).
Использование заявляемого изобретения позволяет летчику получить быстро информацию о массе летательного аппарата и расположении его центра масс, находясь в кабине экипажа, что делает вылет, дальнейший полет и посадку безопасными.
Источники информации
1. Основы конструкции самолетов / Под ред. Туркина К.Д. - М.: Военное издательство, 1974. - С 129.
2. Описание изобретения к авторскому свидетельству SU №1015567 от 22.10.81 г.
3. Тарг С.М. Краткий курс теоретической механики. - М.: Наука, 1970. -С.117.
4. Яворский Б.М., Селезнев Ю.А. Справочное руководство по физике для поступающих в вузы и для самообразования. - М.: Наука, 1989. - С.42, 51-53.
Claims (2)
1. Способ определения массы летательного аппарата и положения его центра масс с целью увеличения информативности экипажа в кабине и повышения безопасности полета, при котором определяется масса летательного аппарата и его центр масс, отличающийся тем, что масса летательного аппарата и положение его центра масс перед взлетом определяются по сигналам датчиков давления, например пьезоэлектрических датчиков, располагающихся непосредственно на летательном аппарате, в частности в месте крепления стоек шасси к конструкции летательного аппарата, причем эти сигналы образовываются в виде электродвижущей силы (ЭДС), прямо пропорциональной массе летательного аппарата: чем больше масса, тем больше ЭДС, но масса летательного аппарата распределяется неравномерно по всем датчикам, то есть стойкам шасси в данном случае, что зависит от положения центра масс летательного аппарата, и эти сигналы с датчиков давления поступают в бортовой процессор, например микроконтроллер, где преобразуются в числовое значение массы летательного аппарата по суммарному значению ЭДС со всех датчиков и присоединением к этой массе известной массы стоек шасси, а по различию значений ЭДС с каждого датчика и известным размерам базы шасси и его колеи определяется численное значение положения центра масс летательного аппарата на его продольной и поперечной осях, после чего сформированные в процессоре сигналы в виде численных величин массы летательного аппарата и положения его центра масс на продольной и поперечной осях поступают в кабину экипажа на отображаемое устройство, например дисплей, где высвечиваются, и позволяют экипажу получать визуально или в любом другом виде информацию о массе летательного аппарата и положении его центра масс перед взлетом.
2. Устройство для определения массы летательного аппарата и положения его центра масс, отличающееся тем, что все элементы этого устройства располагаются непосредственно на летательном аппарате и включают в свой состав датчики давления, например пьезоэлектрические датчики, размещаемые, например, в местах крепления стоек шасси с конструкцией летательного аппарата, процессор, в частности микроконтроллер, и отображающее устройство в кабине экипажа, например дисплей, причем в датчиках давления при действии на них массы летательного аппарата образуются сигналы в виде электродвижущих сил (ЭДС), которые поступают в микроконтроллер, где преобразуются в численные величины массы летательного аппарата и положения его центра масс на продольной и боковой осях, а затем эти сигналы поступают в кабину экипажа на отображающее устройство, например дисплей, на котором экипаж, при необходимости, может получить информацию о массе летательного аппарата и положении его центра масс перед взлетом.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009122828/11A RU2400405C1 (ru) | 2009-06-15 | 2009-06-15 | Способ определения массы летательного аппарата, положения его центра масс и устройство для его осуществления |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009122828/11A RU2400405C1 (ru) | 2009-06-15 | 2009-06-15 | Способ определения массы летательного аппарата, положения его центра масс и устройство для его осуществления |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2400405C1 true RU2400405C1 (ru) | 2010-09-27 |
Family
ID=42940281
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2009122828/11A RU2400405C1 (ru) | 2009-06-15 | 2009-06-15 | Способ определения массы летательного аппарата, положения его центра масс и устройство для его осуществления |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2400405C1 (ru) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2465558C1 (ru) * | 2011-02-14 | 2012-10-27 | Василий Васильевич Ефанов | Устройство для определения массы летательного аппарата |
| RU2466360C2 (ru) * | 2011-02-14 | 2012-11-10 | Василий Васильевич Ефанов | Способ информационного обеспечения процесса загрузки, контроля массы летательного аппарата перед вылетом и устройство для его осуществления |
| RU2564375C1 (ru) * | 2014-04-09 | 2015-09-27 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") | Способ определения центра масс летательного аппарата и устройство для его осуществления |
| WO2017175212A1 (en) * | 2016-04-04 | 2017-10-12 | Elbit Systems Ltd. | Aerospace vehicle weight and balance estimation system and method |
| US20200216188A1 (en) * | 2017-09-29 | 2020-07-09 | Bombardier Inc. | Method, system, and graphical indicator for providing a lateral center of gravity of an aircraft |
| RU2767969C1 (ru) * | 2021-10-25 | 2022-03-22 | Руслан Валерьевич Новоселов | Способ определения координат центра масс беспилотного вертолета |
| DE212022000130U1 (de) | 2021-11-18 | 2023-12-18 | Toghrul Isa KARIMLI | Dynamisches Bordsystem zur automatischen Messung der Masse und des Gleichgewichts, der Nick-, Gier-, Roll- und Gleichgewichtsversetzung eines Flugzeugs auf der Erde und im Raum |
-
2009
- 2009-06-15 RU RU2009122828/11A patent/RU2400405C1/ru active
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2465558C1 (ru) * | 2011-02-14 | 2012-10-27 | Василий Васильевич Ефанов | Устройство для определения массы летательного аппарата |
| RU2466360C2 (ru) * | 2011-02-14 | 2012-11-10 | Василий Васильевич Ефанов | Способ информационного обеспечения процесса загрузки, контроля массы летательного аппарата перед вылетом и устройство для его осуществления |
| RU2564375C1 (ru) * | 2014-04-09 | 2015-09-27 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") | Способ определения центра масс летательного аппарата и устройство для его осуществления |
| WO2017175212A1 (en) * | 2016-04-04 | 2017-10-12 | Elbit Systems Ltd. | Aerospace vehicle weight and balance estimation system and method |
| US10712196B2 (en) | 2016-04-04 | 2020-07-14 | Elbit Systems Ltd. | Aerospace vehicle weight and balance estimation system and method |
| US20200216188A1 (en) * | 2017-09-29 | 2020-07-09 | Bombardier Inc. | Method, system, and graphical indicator for providing a lateral center of gravity of an aircraft |
| US11661206B2 (en) * | 2017-09-29 | 2023-05-30 | Bombardier Inc. | Method, system, and graphical indicator for providing a lateral center of gravity of an aircraft |
| RU2767969C1 (ru) * | 2021-10-25 | 2022-03-22 | Руслан Валерьевич Новоселов | Способ определения координат центра масс беспилотного вертолета |
| DE212022000130U1 (de) | 2021-11-18 | 2023-12-18 | Toghrul Isa KARIMLI | Dynamisches Bordsystem zur automatischen Messung der Masse und des Gleichgewichts, der Nick-, Gier-, Roll- und Gleichgewichtsversetzung eines Flugzeugs auf der Erde und im Raum |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2400405C1 (ru) | Способ определения массы летательного аппарата, положения его центра масс и устройство для его осуществления | |
| US9211959B2 (en) | UAV launching from moving platform | |
| US10712196B2 (en) | Aerospace vehicle weight and balance estimation system and method | |
| US20100063718A1 (en) | Aircraft center of gravity automatic calculating system | |
| US9033276B1 (en) | Telescoping landing leg system | |
| US10545047B2 (en) | Method of estimating the instantaneous mass of a rotary wing aircraft | |
| US11001392B1 (en) | System of hardware and software for determining the weight and center of gravity location of an airplane or other vehicles, like a forklift, truck, and maritime vessel | |
| RU2497175C1 (ru) | Система визуализации полета и когнитивный пилотажный индикатор одновинтового вертолета | |
| US10994863B2 (en) | Method and a device for predictive determination of parameters characteristic of the operation of a rotary-wing aircraft in order to perform a predetermined maneuver | |
| EP3289393A1 (en) | Integrated system to determine turbulent effects, in particular in aircrafts in flight | |
| RU2466360C2 (ru) | Способ информационного обеспечения процесса загрузки, контроля массы летательного аппарата перед вылетом и устройство для его осуществления | |
| US20160144975A1 (en) | Method for Automated Calculation of the Center of Gravity and the Weight of Aircraft on the Ground | |
| RU2497718C1 (ru) | Стартовая система предупреждения критических режимов одновинтового вертолета | |
| Ferrier et al. | Simulation and testing of the landing period designator (LPD) helicopter recovery aid | |
| WO2007030028A1 (fr) | Procédé et ensemble de commande d'un appareil volant | |
| RU2587389C1 (ru) | Бортовая система измерения параметров вектора скорости ветра на стоянке, стартовых и взлетно-посадочных режимах вертолета | |
| EP0028532B1 (en) | Weight indicator for an aircraft | |
| RU2465558C1 (ru) | Устройство для определения массы летательного аппарата | |
| EP2612816A2 (en) | Systems and methods for issuing a hard landing warning and providing maintenance advisories for hard landing incidents | |
| Nagy et al. | Unmanned measurement platform for paragliders | |
| RU2439584C1 (ru) | Бортовая система информационной поддержки экипажа вертолета | |
| RU2767969C1 (ru) | Способ определения координат центра масс беспилотного вертолета | |
| EP3721201A1 (en) | Health monitoring of ozone converter | |
| RU189475U1 (ru) | Пилотажный стенд военно-транспортного самолета | |
| RU85643U1 (ru) | Устройство для измерения массы и центровки самолета |