RU2466911C2 - Способ формирования прогноза вектора скорости полета - Google Patents
Способ формирования прогноза вектора скорости полета Download PDFInfo
- Publication number
- RU2466911C2 RU2466911C2 RU2010143964/11A RU2010143964A RU2466911C2 RU 2466911 C2 RU2466911 C2 RU 2466911C2 RU 2010143964/11 A RU2010143964/11 A RU 2010143964/11A RU 2010143964 A RU2010143964 A RU 2010143964A RU 2466911 C2 RU2466911 C2 RU 2466911C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- velocity vector
- aircraft
- vector
- derivative
- measured
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Traffic Control Systems (AREA)
- Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
Abstract
Изобретение относится к способу формирования прогноза вектора скорости полета. Способ заключается в том, что автоматически и с повторением определяют поступающую на индикацию величину подлежащего индикации вектора скорости, определяют величину производной по времени вектора скорости, вычисляют величину производной управляемого вектора скорости, вычисляют сумму измеренной и отфильтрованной величины вектора скорости и величину производной управляемого вектора скорости, формируют упомянутую поступающую на индикацию величину. Дополнительно измеряют отклонения рычагов управления от их среднего положения. Среднее положение определяют методом «скользящего среднего» за время, соответствующее времени срабатывания. Определяют прогнозное положение метки вектора скорости полета. Прогнозное положение метки вектора скорости полета суммируют с полученным ранее положением метки вектора скорости. Представляют на экране вывода символ вектора скорости. Технический результат заключается в увеличении точности стабилизации заданной траектории при ручном управлении самолетом. 5 ил.
Description
Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение относится к области авиации, более конкретно к приборному оборудованию, и может быть использовано в приборном оборудовании летательного аппарата для увеличения точности стабилизации заданной траектории при ручном управлении самолетом.
Уровень техники
Известен «Способ пилотирования ЛА по задаваемой траектории с задаваемой скоростью» (Патент RU 2129699, B64D4 3/00, опубл. 03.07.1999), заключающийся в том, что представляют подвижный индекс в виде треугольника, изображающего летательный аппарат при виде на него сзади вдоль вектора скорости и начинающегося от него вектора изменяемой длины, на конце которого расположена окружность изменяемого диаметра, причём ограничение на длину вектора изображается отрезком, изображают задаваемую траекторию полета в виде линии в пространстве, соединенной вертикальными отрезками со своей проекцией на горизонтальную плоскость, при этом задаваемую точку экрана изображают в виде креста, движущегося по задаваемой траектории, причем размер креста зависит от задаваемой скорости полета, совмещают подвижный индекс с задаваемой точкой экрана посредством окаймления креста окружностью вектора, при этом при снятии усилия с ручки управления обеспечивают движение летательного аппарата в направлении, указанном концом вектора.
Недостаток этого способа пилотирования ЛА заключаются в запаздывании реакции самолёта на отклонение органов управления, а следовательно, в запаздывании реакции метки вектора скорости, что затрудняет пилотирование и понижает точность стабилизации траектории полёта.
Известно, что для самолетов нормальной и бесхвостой схемы при создании положительной перегрузки из режима прямолинейного горизонтального полета nу сила, действующая на орган продольного управления, направлена вниз. Поэтому при создании положительной перегрузки самолет на начальном этапе маневра теряет высоту, а исходная величина перегрузки в центре масс начинает уменьшаться. Явление потери высоты при взятии ручки на себя на таких самолетах получило у летчиков название "просадки" самолета, а период времени, в течение которого высота остается меньше исходной, - временем обратной реакции самолета (Клумов А.С. Продольная устойчивость и управляемость маневренного самолета. М.: Машиностроение, 1988, с.74).
Ближайшим аналогом изобретения является способ индикации вектора скорости летательного аппарата (патент RU 2243133, B64D 43/02, опубл. 27.12.2004), заключающийся в том, что автоматически и с повторением определяют поступающую на индикацию величину, представляющую величину подлежащего индикации вектора скорости и зависящую от первого слагаемого, содержащего измеренную и отфильтрованную величину вектора скорости, представляют на экране вывода характерный символ, иллюстрирующий вектор скорости, положение которого на этом экране вывода является представительным для данной поступающей на индикацию величины, при этом для определения упомянутой поступающей на индикацию величины определяют величину производной по времени вектора скорости, который управляется пилотом данного летательного аппарата, вычисляют второе слагаемое на основе величины производной управляемого вектора скорости и вычисляют сумму первого и второго слагаемых, чтобы сформировать упомянутую поступающую на индикацию величину. При этом для определения составляющей индицируемой величины вдоль вертикального направления производную управляемого вектора скорости определяют с учетом одного из следующих сигналов: сигнала коэффициента перегрузки летательного аппарата, сигнала угла наклона траектории летательного аппарата, производной угла наклона траектории летательного аппарата. Кроме того, для определения составляющей индицируемой величины вдоль направления, которое является боковым для данного летательного аппарата и располагающегося под прямым углом по отношению к вертикальному направлению производную управляемого вектора скорости определяют на основе сигнала угловой скорости крена.
Этот способ также имеет указанный выше недостаток, заключающийся в запаздывании реакции метки вектора скорости на отклонение рычагов управления. Взятие производной от величины, которая запаздывает, не устраняет запаздывания вектора скорости. Угловые скорости летательного аппарата (п.7 формулы) запаздывают меньше, чем перегрузки, но это принципиально не меняет дела. Кроме того, наличие производных в сигнале увеличивает его шум (колебания вокруг некоторого среднего значения).
Сущность изобретения
Задачей изобретения является создание такого способа формирования прогноза вектора скорости полета, который сводил бы к минимуму запаздывание метки реакции вектора скорости на отклонение органов управления.
Для решения указанной задачи автоматически и с повторением определяют поступающую на индикацию величину подлежащего индикации вектора скорости, зависящую от измеренной и отфильтрованной величины вектора скорости, при этом определяют также величину производной по времени вектора скорости, который управляется пилотом данного летательного аппарата, вычисляют величину производной управляемого вектора скорости и вычисляют сумму измеренной и отфильтрованной величины вектора скорости и величину производной управляемого вектора скорости, формируют упомянутую поступающую на индикацию величину, согласно изобретению дополнительно измеряют отклонения рычагов управления от их среднего положения, определяемого методом «скользящего среднего» за время, соответствующее времени срабатывания, и умножением измеренного таким образом положения рычага управления на масштабный коэффициент получают прогнозное положение метки вектора скорости полета, который суммируют с полученным ранее положением метки вектора скорости, и представляют на экране вывода характерный символ, иллюстрирующий вектор скорости.
Отличительными признаками предлагаемого способа формирования прогноза вектора скорости полета от указанного выше, известного, наиболее близкого к нему, является измерение отклонения рычагов управления от их среднего положения, определяемого методом «скользящего среднего» за время, соответствующее времени срабатывания, и умножением измеренного таким образом положения рычага управления на масштабный коэффициент получают прогноз вектора скорости полета, который прибавляют к положению метки вектора скорости, полученному известным ранее способом.
Технический результат, на достижение которого направлено заявляемое изобретение, состоит в увеличении точности стабилизации заданной траектории при ручном управлении самолетом, в повышении безопасности полета и посадки самолетов, особенно в условиях полета по приборам.
Благодаря этим признакам обеспечивается практическое отсутствие запаздывания реакции вектора скорости на отклонение органов управления, чем обеспечивается увеличение точности стабилизации заданной траектории при ручном управлении самолетом, повышение безопасности полета и посадки самолетов, особенно в условиях полета по приборам. В частности, обеспечивается возможность отслеживания метки выравнивания, описанной в патенте RU №2267747.
Предлагаемый способ выполнения захода на посадку иллюстрируется чертежами, представленными на фиг.1÷3.
На фиг.1 показана схема углов при формировании вектора скорости и прогноза вектора скорости.
На фиг.2 и 4 показаны примеры отклонений по курсу в зависимости от дальности до взлетно-посадочной полосы (ВПП) при заходе на посадку.
На фиг.3 показан пример отклонений по высоте в зависимости от дальности до ВПП при заходе на посадку.
На фигурах обозначено следующее.
1. Центр тяжести самолета.
2. Фокус самолета.
3. Произведение веса самолета на перегрузку.
4. Подъемная сила самолета без горизонтального оперения.
5. Подъемная сила горизонтального управления.
6. Приращение подъемной силы горизонтального оперения при отклонении ручки управления (штурвала) по тангажу.
7. Начальный вектор скорости.
8. Установившийся через время срабатывания вектор скорости.
9. Прогноз вектора скорости.
10. Дальность до ВПП.
11.Боковое уклонение от оси ВПП.
12. Уклонение от заданной глиссады по высоте.
Осуществление изобретения
Способ формирования прогноза метки вектора скорости полета реализуется следующим образом.
Различают вектор воздушной (относительно воздуха), вектор путевой (относительно земли), вектор относительной (относительно палубы корабля) скорости. Кроме того, в векторе скорости может быть учтена ошибка наведения (применяется при бомбометании). Заявленный способ формирования прогноза вектора скорости полета может быть использован при любом способе формирования самого вектора скорости.
Известно, что для самолетов нормальной и бесхвостой схемы при создании положительной перегрузки из режима прямолинейного горизонтального полета nу сила, действующая на орган продольного управления, направлена вниз. Поэтому при создании положительной перегрузки самолет на начальном этапе маневра теряет высоту, а исходная величина перегрузки в центре масс начинает уменьшаться. Явление потери высоты при взятии ручки на себя на таких самолетах получило у летчиков название "просадки" самолета, а период времени, в течение которого высота остается меньше исходной, - временем обратной реакции самолета». (Клумов А.С. Продольная устойчивость и управляемость маневренного самолета. М.: Машиностроение, 1988, стр.74).
Рассмотрим физический смысл явления "просадки" самолета и запаздывания вектора скорости на примере продольного канала (фиг.1).
На статически устойчивый и сбалансированный в продольном канале самолет в одну сторону действуют силы инерции, приложенные в центре тяжести 1 и равные по величине произведению силы веса на перегрузку 3. Эти инерционные силы уравновешиваются аэродинамическими силами. Для простоты рассуждений аэродинамические силы заменены подъемными силами. Подъемная сила крыла и фюзеляжа (самолета без ГО - горизонтального оперения) приложена в центре давления, который может быть расположен впереди фокуса или позади него. Если этот центр давления не совпадает с центром тяжести, то подъемная сила самолета без ГО 4 создает момент, который уравновешивается подъемной силой ГО 5. Вектор скорости 7 занимает при этом некоторое постоянное положение. Если теперь летчик ступенчато, резко, отклонит ручку управления на себя, то на стабилизаторе создастся приращение подъемной силы ГО 6, направленное вниз. Это приращение подъемной силы ГО вызовет в первоначальный момент просадку самолета и создаст кабрирующий момент, который приведет к увеличению угла атаки. При увеличении угла атаки возникнет приращение подъемной силы, приложенное в фокусе самолета. (Козлов С.Г., Курицкес Я.М., Пышнов B.C. Практическая аэродинамика. Издание IV, переработанное, Москва, Ленинград. НКОП СССР. 1939, с.315÷318, 320÷322). В итоге переходного процесса самолет будет сбалансирован на новом угле атаки и его вектор скорости займет новое установившееся положение 8. Заявленный прогноз вектора скорости полета представляет собой разницу между первоначальным и новым установившимися положениями вектора скорости при ступенчатом отклонении ручки управления (штурвала) 9.
Прогноз по тангажу в функции перегрузки и отклонения ручки управления.
Δα - дополнительное отклонение метки вектора скорости в продольном канале,
xв - мгновенное положение ручки управления по тангажу,
V - истинная скорость полета,
k - масштабный коэффициент.
Прогноз вектора скорости по крену и рысканию формируют аналогичным образом.
Показанные для примера на фиг.2-4 режимы выполнены на пилотажном стенде при боковом ветре до 15 м/с, угле наклона глиссады -5° и имитации видимости =100 м. Для управления по курсу и глиссаде использовался «Способ управления самолетом при заходе на посадку» (патент RU №2267747).
Claims (1)
- Способ формирования прогноза метки вектора скорости полета, заключающийся в том, что автоматически и с повторением определяют поступающую на индикацию величину подлежащего индикации вектора скорости, зависящую от измеренной и отфильтрованной величин вектора скорости, при этом определяют также величину производной по времени вектора скорости, который управляется пилотом данного летательного аппарата, вычисляют величину производной управляемого вектора скорости и вычисляют сумму измеренной и отфильтрованной величин вектора скорости и величину производной управляемого вектора скорости, формируют упомянутую поступающую на индикацию величину, отличающийся тем, что дополнительно измеряют отклонения рычагов управления от их среднего положения, определяемого методом «скользящего среднего» за время, соответствующее времени срабатывания, и определяют прогнозное положение метки вектора скорости полета, которое суммируют с полученным ранее положением метки вектора скорости, и представляют на экране вывода характерный символ, иллюстрирующий вектор скорости.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010143964/11A RU2466911C2 (ru) | 2010-10-28 | 2010-10-28 | Способ формирования прогноза вектора скорости полета |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010143964/11A RU2466911C2 (ru) | 2010-10-28 | 2010-10-28 | Способ формирования прогноза вектора скорости полета |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2010143964A RU2010143964A (ru) | 2012-05-10 |
| RU2466911C2 true RU2466911C2 (ru) | 2012-11-20 |
Family
ID=46311756
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010143964/11A RU2466911C2 (ru) | 2010-10-28 | 2010-10-28 | Способ формирования прогноза вектора скорости полета |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2466911C2 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2696821C1 (ru) * | 2018-06-28 | 2019-08-06 | Равиль Гафиевич Хадеев | Индикатор высоты с её прогнозируемой величиной на общую шкалу |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0366164A2 (en) * | 1988-10-24 | 1990-05-02 | The Boeing Company | Apparatus and method for displaying aircraft flight path angle on an attitude display indicator |
| RU2192015C1 (ru) * | 2001-09-03 | 2002-10-27 | Акционерное общество открытого типа "ОКБ Сухого" | Способ определения компонента скорости летательного аппарата |
| RU2243133C2 (ru) * | 2001-11-08 | 2004-12-27 | Эрбюс Франс | Способ и устройство для индикации вектора скорости летательного аппарата и летательный аппарат |
| 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 |
-
2010
- 2010-10-28 RU RU2010143964/11A patent/RU2466911C2/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0366164A2 (en) * | 1988-10-24 | 1990-05-02 | The Boeing Company | Apparatus and method for displaying aircraft flight path angle on an attitude display indicator |
| RU2192015C1 (ru) * | 2001-09-03 | 2002-10-27 | Акционерное общество открытого типа "ОКБ Сухого" | Способ определения компонента скорости летательного аппарата |
| RU2243133C2 (ru) * | 2001-11-08 | 2004-12-27 | Эрбюс Франс | Способ и устройство для индикации вектора скорости летательного аппарата и летательный аппарат |
| 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 |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2696821C1 (ru) * | 2018-06-28 | 2019-08-06 | Равиль Гафиевич Хадеев | Индикатор высоты с её прогнозируемой величиной на общую шкалу |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2010143964A (ru) | 2012-05-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP2517080B1 (en) | Calculation and display of warning speed for thrust asymmetry control | |
| US20170369181A1 (en) | Detecting that a rotorcraft is approaching a vortex domain, and signaling that detection | |
| US20110029165A1 (en) | Method for determining the speed at which an aircraft breaks free of the ground effect | |
| RU2466911C2 (ru) | Способ формирования прогноза вектора скорости полета | |
| Bi et al. | Experimental investigation of aerodynamic interactions during shipboard launch & recovery of unconventional UAVs | |
| RU2242800C2 (ru) | Способ захода на посадку | |
| CN113094938B (zh) | 一种面向海上搜救任务仿真的直升机油耗模型构建方法 | |
| Efremov et al. | Designing the means of suppressing the negative effects of encountering intensive atmospheric turbulence in the landing phase | |
| Stewart | Flight testing of helicopters | |
| Stillwell | Results of measurements made during the approach and landing of seven high-speed research airplanes | |
| Ratvasky et al. | Iced Aircraft Flight Data for Flight Simulator Validation | |
| James | Wind-Tunnel and Piloted Flight Simulator Investigation of a Deflected-Slipstream VTOL Airplane, The Ryan VZ-3RY | |
| Innis et al. | Flight tests under IFR with an STOL transport aircraft | |
| RU2455201C1 (ru) | Способ управления самолетом с учетом стабилизации заданной скорости полета | |
| Finch et al. | Launch, Low-Speed, and Landing Characteristics Determined From the First Flight of the North American X-15 Research Airplane | |
| Arney et al. | A Review of Australian Activity on Modelling the Helicopter/Ship Dynamic Interface | |
| Beeler et al. | Measurements of the Wing and Tail Loads during the Acceptance Tests of Bell XS-1 Research Airplane | |
| Fearnside | Instrument aids for take-off | |
| RU1839874C (ru) | Способ определения характеристик продольной управляемости и устойчивости летательных аппаратов | |
| Tommasi | Landing Simulations of a Solar-Powered High-Altitude Platform with Skid-Type Landing Gear in the Presence of Lateral Wind Disturbances | |
| Rohde-Brandenburger | Inflight Measurements of Rudder Deflections in Circling Flight | |
| White et al. | A Piloted Simulation Study of Operational Aspects of the Stall Pitch-Up | |
| Merrick | Simulation evaluation of two VTOL control/display systems in IMC approach and shipboard landing | |
| Lina et al. | Flight Investigation of Factors Affecting the Choice of Minimum Approach Speed for Carrier-Type Landings of a Swept-Wing Jet Fighter Airplane | |
| Hamer et al. | Statistical Data on Control Motions and Airplane Response of a Republic F-84F Airplane During Operational Training Missions |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20151029 |