RU2444706C1 - Способ определения скорости захода самолёта на посадку по параметрам полёта - Google Patents
Способ определения скорости захода самолёта на посадку по параметрам полёта Download PDFInfo
- Publication number
- RU2444706C1 RU2444706C1 RU2010143966/28A RU2010143966A RU2444706C1 RU 2444706 C1 RU2444706 C1 RU 2444706C1 RU 2010143966/28 A RU2010143966/28 A RU 2010143966/28A RU 2010143966 A RU2010143966 A RU 2010143966A RU 2444706 C1 RU2444706 C1 RU 2444706C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- speed
- approach
- attack
- angle
- flight
- Prior art date
Links
Abstract
Изобретение относится к области авиации, более конкретно к приборному оборудованию, и может быть использовано для определения скорости захода на посадку по параметрам полета, без использования данных о фактическом весе самолета. Для упрощения управления самолетом и увеличения точности определения скорости захода на посадку по параметрам полета без использования данных о фактическом весе самолета измеряют скорость полета, угол атаки и вертикальную перегрузку, затем измеренные значения «сглаживают», по «сглаженным» значениям скорости полета, угла атаки, вертикальной перегрузки и определенным заранее значениям вертикальной перегрузки захода на посадку, коэффициента подъемной силы захода на посадку, фактического коэффициента подъемной силы, определяемого по формульной или табличной зависимости от угла атаки, определяют скорость захода на посадку по приведенной зависимости. Техническим результатом является упрощение управления самолетом и увеличение точности и надежности определения скорости захода на посадку по параметрам полета, без использования данных о фактическом весе самолета. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Description
Область техники
Изобретение относится к области авиации, более конкретно к приборному оборудованию, и может быть использовано для определения скорости захода на посадку по параметрам полета, без использования данных о фактическом весе самолета.
Уровень техники.
В настоящее время скорость захода на посадку, которую должен выдерживать экипаж, определяется по графикам и/или таблицам, помещенным в инструкции летчику (РЛЭ - Руководстве по Летной Эксплуатации), в зависимости от текущего веса и конфигурации самолета. Недостаток ручного способа определения расчетной скорости захода на посадку заключаются в его трудоемкости.
Этот расчет может быть автоматизирован.
Недостаток этого и указанного выше способа определения расчетной скорости захода на посадку заключается в том, что необходимо точно знать текущий вес самолета, что не всегда удается сделать в практической эксплуатации. Не всегда точно известен вес груза и пассажиров. Вес ребенка и взрослого пассажира, например, принимаются равными. Необходимо точно учитывать вес сбрасываемых подвесок, большое разнообразие которых значительно затрудняет решение задачи.
Известно, что существуют системы измерения массы и центровки, позволяющие определить вес самолета на земле путем измерения давления в амортизаторах шасси. Недостатки этого способа заключаются в том, что на стоянке достаточная точность измерений не обеспечивается из-за непостоянства трения покоя. Этот недостаток преодолевают, проводя измерения во время руления. Но и в этом случае, как и в предыдущем, измерения производятся задолго до захода на посадку и отмеченные выше недостатки не устраняются.
Сущность изобретения.
Задачей изобретения является создание такого способа определения скорости захода на посадку, который обеспечивал бы определение скорости захода на посадку в полете без использования данных о фактическом весе самолета.
Поставленная задача решается за счет того, что при определении скорости захода самолета на посадку по параметрам полета измеряют скорость полета, угол атаки и вертикальную перегрузку, затем измеренные значения «сглаживают», по «сглаженным» значениям скорости полета Vf, угла атаки αf, вертикальной перегрузки nyf и определенным заранее значениям вертикальной перегрузки захода на посадку 
коэффициента подъемной силы захода на посадку 
фактического коэффициента подъемной силы Cyf, определяемого по формульной или табличной зависимости от угла атаки αf, определяют скорость захода на посадку Vap по формуле:
и выдерживают полученное значение скорости захода на посадку в процессе снижения по глиссаде путем изменения тяги двигателей.
При этом «сглаживание» измеряемых параметров в предпочтительном варианте исполнения изобретения производят методом «скользящего среднего».
Технический результат, на достижение которого направлено заявленное изобретение, состоит в упрощении управления самолетом и увеличении точности и надежности определения скорости захода на посадку по параметрам полета, без использования данных о фактическом весе самолета.
Упрощение управления самолетом заключается в том, что экипаж освобождается от трудоемких ручных расчетов, которые могут быть и ошибочными. Увеличение надежности и точности достигается тем, что исключаются ручные расчеты, а в автоматическом расчете значительно сокращается количество датчиков: вместо многочисленных, ограниченно надежных датчиков остатков топлива в каждом баке, наличия и типа (веса) подвесок, в полете измеряют 3 параметра.
Для достижения указанного технического результата в полете производят измерение скорости полета, угла атаки, вертикальной перегрузки.
Отличительные признаки предлагаемого способа заключаются в том, что измеряемые значения «сглаживают» По «сглаженным» значениям скорости полета Vf, угла атаки αf, вертикальной перегрузки nyf и определенным заранее значениям вертикальной перегрузки захода на посадку 
, коэффициента подъемной силы захода на посадку 
, фактического коэффициента подъемной силы Cyf, определяемого по формульной или табличной зависимости от угла атаки αf, определяют скорость захода на посадку Vap по формуле:
Указанные выше измеряемые значения «сглаживают» методом «скользящего среднего» или другим способом.
Благодаря этим признакам обеспечивается определение скорости захода на посадку в полете без использования данных о фактическом весе самолета.
Предлагаемый способ определения скорости захода на посадку иллюстрируется чертежом, представленным на фиг.1.
На фиг.1 показана типичная зависимость коэффициента подъемной силы самолета Су от угла атаки в посадочной конфигурации.
На фиг.1 обозначено:
1. Угол атаки, при котором подъемная сила равна нулю α0
2. Коэффициент подъемной силы при нулевом угле атаки.
3. Расчетный угол атаки захода на посадку.
4. Расчетный коэффициент подъемной силы захода на посадку 
.
Осуществление изобретения
Способ определения скорости захода на посадку по параметрам полета реализуется следующим образом.
В полете производят измерение скорости полета, угла атаки, вертикальной перегрузки. Значение вертикальной перегрузки захода на посадку 
определяют по формуле:
где θgs - угол наклона расчетной глиссады снижения.
Коэффициент подъемной силы 
при заходе на посадку определяют при аэродинамическом расчете самолета для всех возможных положений механизации крыла и уточняют по результатам летных испытаний.
Фактический коэффициент подъемной силы Cyf определяют по формульной или табличной зависимости от угла атаки αf. Типичная зависимость коэффициента подъемной силы самолета Су от угла атаки в посадочной конфигурации показана на фиг.1. Если эта зависимость носит линейный характер, что характерно для прямого крыла, то ее можно представить в форме:
где 
- производная коэффициента подъемной силы по углу атаки;
α0 - угол атаки, при котором подъемная сила равна нулю.
У стреловидных крыльев эта зависимость, начиная с некоторого угла атаки, носит нелинейных характер. В этом случае указанную зависимость задают в виде таблицы. Или на нелинейном участке выделяют интервалы, на которых можно считать производную постоянной, и определяют Cyf методом кусочно-линейного интегрирования. Можно также представить зависимость Cyf=f(αf) в виде полинома некоторой степени.
Затем определяют скорость захода на посадку по формуле:
Полученное значение выдают экипажу самолета (летчику) на индикацию. Экипаж вводит это значение в автомат тяги путем перемещения (посредством штатного задатчика) индекса заданной скорости на указателе скорости полета. Значение расчетной скорости может быть введено в автомат тяги непосредственно из вычислителя.
Если автомата тяги нет, то летчик устанавливает расчетное значение путем перемещения индекса заданной скорости на указателе скорости полета.
При отсутствии на указателе скорости специального индекса экипаж (летчик) вручную выдерживает расчетную скорость захода на посадку путем перемещения РУД (Рычагов Управления Двигателями).
Метод «скользящего среднего» заключается в следующем.
Сумму измеренных в определенные моменты времени значений параметра делят на количество выполненных измерений на заданном интервале времени. Каждое новое последующее значение прибавляют к имеющейся сумме, последнее старое значение отбрасывают. Количество измерений остается постоянным. Среднее значение параметра на интервале, таким образом, как бы скользит по шкале времени.
Сигналы датчика угла атаки, например, сглаживают этим методом следующим образом.
Предположим, сглаживают 5 последовательных измерений, значения которых следующие:
α1=6,4°; α2=6,1°; α3=5,9°; α4=6,7° α5=6,6°.
Вычисляют среднее значение:
В следующий момент времени получают новое значение α6=7,5
Вычисляют новое среднее значение, отбрасывая из суммы в числителе последнее старое значение, и прибавляют новое значение:
В следующий момент времени получают новое значение α7=7,9. Снова среднее значение… И т.д.
В вычислителе таким способом осредняют (сглаживают) не 5 значений, а несколько сотен.
Проведенное моделирование на трех пилотажных стендах показало возможность достоверного определения скорости захода на посадку по параметрам полета в горизонтальном полете, при разворотах с переменной скоростью и при выполнении фигур сложного пилотажа, включая петли Нестерова и бочки. Для посадочной скорости это не важно, это просто демонстрация работы алгоритма в наиболее сложных условиях полета.
Claims (2)
1. Способ определения скорости захода самолета на посадку по параметрам полета, включающий измерение скорости полета, угла атаки, вертикальной перегрузки, отличающийся тем, что указанные измеренные значения «сглаживают», по «сглаженным» значениям скорости полета vf, угла атаки αf, вертикальной перегрузки nyf и определенным заранее значениям вертикальной перегрузки захода на посадку 
коэффициента подъемной силы захода на посадку 
фактического коэффициента подъемной силы Cyf, определяемого по формульной или табличной зависимости от угла атаки αf, определяют скорость захода на посадку Vap по формуле:
и выдерживают полученное значение скорости захода на посадку в процессе снижения по глиссаде путем изменения тяги двигателей.
и выдерживают полученное значение скорости захода на посадку в процессе снижения по глиссаде путем изменения тяги двигателей.
2. Способ определения скорости захода на посадку по п.1, отличающийся тем, что «сглаживание» измеряемых параметров производят методом «скользящего среднего».
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010143966/28A RU2444706C1 (ru) | 2010-10-28 | 2010-10-28 | Способ определения скорости захода самолёта на посадку по параметрам полёта |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010143966/28A RU2444706C1 (ru) | 2010-10-28 | 2010-10-28 | Способ определения скорости захода самолёта на посадку по параметрам полёта |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2444706C1 true RU2444706C1 (ru) | 2012-03-10 |
Family
ID=46029127
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010143966/28A RU2444706C1 (ru) | 2010-10-28 | 2010-10-28 | Способ определения скорости захода самолёта на посадку по параметрам полёта |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2444706C1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2509037C1 (ru) * | 2012-07-19 | 2014-03-10 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт проблем управления им. В.А. Трапезникова Российской академии наук | Способ формирования командного индекса для управления тягой двигателя самолета и устройство для его реализации |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2235042C1 (ru) * | 2003-11-12 | 2004-08-27 | Оао "Миэа" | Способ управления самолетом |
| RU2267747C1 (ru) * | 2004-05-07 | 2006-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие Летно-исследовательский институт им. М.М. Громова | Способ управления самолетом при заходе на посадку |
| RU2301456C1 (ru) * | 2006-04-24 | 2007-06-20 | ЗАО "ВНИИРА-Навигатор" | Способ предупреждения столкновения летательного аппарата с рельефом местности и устройство на его основе |
| EP1942351A1 (en) * | 2007-01-03 | 2008-07-09 | ERA Systems Corporation | Deployable intelligence and tracking system for homeland security and search and rescue |
| EP2028101A2 (en) * | 2003-04-28 | 2009-02-25 | B.V.R. Systems (1998) Ltd | Estimating engine thrust of an aircraft |
-
2010
- 2010-10-28 RU RU2010143966/28A patent/RU2444706C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP2028101A2 (en) * | 2003-04-28 | 2009-02-25 | B.V.R. Systems (1998) Ltd | Estimating engine thrust of an aircraft |
| RU2235042C1 (ru) * | 2003-11-12 | 2004-08-27 | Оао "Миэа" | Способ управления самолетом |
| RU2267747C1 (ru) * | 2004-05-07 | 2006-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие Летно-исследовательский институт им. М.М. Громова | Способ управления самолетом при заходе на посадку |
| RU2301456C1 (ru) * | 2006-04-24 | 2007-06-20 | ЗАО "ВНИИРА-Навигатор" | Способ предупреждения столкновения летательного аппарата с рельефом местности и устройство на его основе |
| EP1942351A1 (en) * | 2007-01-03 | 2008-07-09 | ERA Systems Corporation | Deployable intelligence and tracking system for homeland security and search and rescue |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2509037C1 (ru) * | 2012-07-19 | 2014-03-10 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт проблем управления им. В.А. Трапезникова Российской академии наук | Способ формирования командного индекса для управления тягой двигателя самолета и устройство для его реализации |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP3479181B1 (de) | Verfahren und assistenzsystem zur detektion einer flugleistungsdegradierung | |
| JP5960419B2 (ja) | 航空機離陸重量の計算方法及び計算システム | |
| RU2444706C1 (ru) | Способ определения скорости захода самолёта на посадку по параметрам полёта | |
| Melody et al. | H∞ parameter identification for inflight detection of aircraft icing: The time-varying case | |
| CN109581381B (zh) | 基于垂直载荷因子的增强型湍流检测方法 | |
| CN106951700B (zh) | 一种基于能量管理的进近稳定性评估方法 | |
| CN109094816A (zh) | 一种测试飞机气动升力的方法 | |
| Smith | A flight test investigation of the rolling moments induced on a T-37B airplane in the wake of a B-747 airplane | |
| CN111967676A (zh) | 基于逐步回归的飞机起飞擦机尾风险预测的方法和系统 | |
| RU2671613C1 (ru) | Способ и система формирования оценки абсолютной высоты полета летательного аппарата, многофункциональный маневренный самолет с такой системой | |
| RU2396569C1 (ru) | Способ определения воздушных параметров в летных испытаниях летательного аппарата на больших углах атаки | |
| Mayer et al. | A study of the use of controls and the resulting airplane response during service training operations of four jet fighter airplanes | |
| Koppitz et al. | Touchdown point detection for operational flight data using quality measures and a model based approach | |
| RU2678540C1 (ru) | Способ мониторинга технического состояния планера и шасси летательного аппарата и устройство для его осуществления | |
| CN104457536B (zh) | 一种拉杆挠度的测量方法与装置 | |
| RU2378615C2 (ru) | Устройство для определения сдвига ветра | |
| CN113051658A (zh) | 一种飞机机身改装部位疲劳载荷确定方法 | |
| RU99181U1 (ru) | Система определения характеристик бортовых средств измерения воздушных параметров и летно-технических характеристик летательного аппарата при проведении летных испытаний | |
| Gracey et al. | Flight investigation of the variation of static-pressure error of a static-pressure tube with distance ahead of a wing and a fuselage | |
| Walker | Design Criterion for Fatigue of Wings | |
| Maxwell | The practical implementation of fatigue requirements to military aircraft and helicopters in the United Kingdom | |
| Anton et al. | Experimental Methods for UAV Aerodynamic and Propulsion Performance Assessment | |
| RU2545156C1 (ru) | Способ автоматизированного предполетного контроля летательного аппарата | |
| Jiao et al. | Establishment and Verification of a Linear Regression Model for QAR Radio Altitude Correction | |
| Burmistrova et al. | Pchelkina YuV. As-sessing hazard probability factors related to forecasted weather conditions |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20151029 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20170511 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20181029 |