RU2564375C1 - Способ определения центра масс летательного аппарата и устройство для его осуществления - Google Patents
Способ определения центра масс летательного аппарата и устройство для его осуществления Download PDFInfo
- Publication number
- RU2564375C1 RU2564375C1 RU2014113969/28A RU2014113969A RU2564375C1 RU 2564375 C1 RU2564375 C1 RU 2564375C1 RU 2014113969/28 A RU2014113969/28 A RU 2014113969/28A RU 2014113969 A RU2014113969 A RU 2014113969A RU 2564375 C1 RU2564375 C1 RU 2564375C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- mass
- output
- input
- aircraft
- accelerometers
- Prior art date
Links
Abstract
Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может найти применение для определения центра масс летательного аппарата (ЛА) в полете. Технический результат - повышение точности. Для этого осуществляют измерение текущих углов тангажа, кажущегося линейного ускорения, угловой скорости аппарата относительно его центра масс, абсолютного ускорения в произвольной точке, использование значения ускорения силы тяжести, вычисленного в реальном масштабе времени, и, на основании полученной совокупности данных, определение центра масс. При этом измеряют центростремительные ускорения относительно центра масс в двух фиксированных точках, расположенных вдоль продольной оси аппарата на известном расстоянии друг от друга, посредством акселерометров, установленных в этих точках, один в хвостовой, другой в головной частях фюзеляжа. Определение центра масс производят в установившемся режиме полета при выполнении маневра типа «змейка». Устройство содержит два акселерометра 1, 2, бортовую навигационную систему 3, вычитающее устройство 4, два устройства 5, 6 возведения в степень, три сумматора 7, 8 и 9, два умножителя 10, 12, задатчик сигнала, соответствующего расстоянию между акселерометрами, блок 11 определения синуса, два масштабирующих устройства 13, 14 и делитель 15, выход которого является выходом устройства. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Description
Изобретение относится к авиационной технике, а именно к способам и устройствам определения центра масс летательного аппарата (ЛА) в полете.
В настоящее время вес самолета на земле определяется в его незагруженном состоянии с помощью механических или электротензометрических весов, установленных в специальных помещениях. Центровку, соответствующую этому состоянию самолета, а также различным вариантам загрузки, находят путем расчета аналитическим или графическим методом.
Известен способ определения веса и положения центра тяжести самолета (патент RU 2319115 C1, МПК G01G 19/07, опубл. 10.03.2008), осуществляемый автоматически на борту самолета перед его загрузкой и после загрузки в процессе руления по аэродрому.
Способ включает установку датчиков давления на цилиндр каждой амортизационной опоры шасси, измерение изменяющегося давления газа в полости цилиндров в процессе руления самолета по неровностям аэродрома. Вычисление давления газа производится на основе усреднения изменений давления газа в цилиндрах амортизационных опор шасси, силы, действующей на каждую опору шасси, веса и положения центра тяжести самолета.
К недостаткам известного способа можно отнести:
- необходимость установки на стойках шасси самолета дополнительных механизмов и датчиков, измеряющих давление, что может привести к снижению надежности авиационной техники;
- ступенчатое сжатие стойки самолета из-за трений в цилиндрах амортизации и на шарнирах крепления стойки шасси, что приводит к неправильной работе автоматики центровки;
- отсутствие возможности определения точки нахождения центра тяжести в полете, местоположение которой может меняться в процессе выработки топлива, сброса груза, дозаправки и т.д., что приводит к снижению устойчивости автоматического управления полетом самолета.
Известны также способ и устройство для определения величины и направления смещения центра масс аппарата, описанные в патенте RU 2176810 C2, МПК G05B 23/00, опубл. 10.12.2001, принятые нами в качестве прототипов.
Сущность способа и устройства состоит в определении полетной взаимосвязи приращения абсолютного линейного ускорения аппарата в его произвольной точке по отношению к ускорению его центра масс с величиной и направлением смещения центра масс от этой точки в процессе движения.
Данный способ основан на измерении параметров полета аппарата и включает в себя, в частности, измерение текущих углов тангажа и крена, кажущегося линейного ускорения, угловой скорости аппарата относительно его центра масс, абсолютного ускорения в произвольной точке, ускорения силы тяжести и, на основании полученной совокупности данных, определение величины и направления смещения центра масс.
Устройство, реализующее данный способ, содержит, в частности, датчики углов крена и тангажа, датчик угловых скоростей, акселерометр, блок определения составляющих ускорения силы тяжести, блок текущих координат центра масс, сумматор и два селектора частоты, причем согласно описанию изобретения измерения угловых скоростей, угла тангажа, координаты местоположения, ускорения точки установки акселерометров и ускорения силы тяжести могут быть осуществлены при помощи бортовой инерциальной системы навигации (БИНС).
Недостатками данного способа и устройства являются:
- низкая точность определения координат центра масс из-за очень слабой наблюдаемости полезных сигналов для определения центра масс ЛА;
- наличие неучтенной погрешности, вызванной несовпадением центра масс с точкой установки БИНС;
- необходимость большого объема сложных вычислений и фильтраций, что усложняет способ и устройство для его реализации.
Задачей настоящего изобретения является упрощение и удешевление способа и устройства, а также повышение точности измерения координат центра масс ЛА, что повышает безопасность полетов, особенно за счет оперативности определения центровки при изменении веса груженого самолета непосредственно в полете.
Поставленная техническая задача решается следующим образом.
Согласно заявляемому способу определения центра масс летательного аппарата, основанному на измерении параметров полета аппарата и включающему в себя измерение текущих углов тангажа, кажущегося линейного ускорения, угловой скорости аппарата относительно его центра масс, абсолютного ускорения в произвольной точке, использование значения ускорения силы тяжести, вычисленного в реальном масштабе времени, и, на основании полученной совокупности данных, определение центра масс, дополнительно измеряют центростремительные ускорения относительно центра масс в двух фиксированных точках, расположенных вдоль продольной оси аппарата на известном расстоянии друг от друга, посредством акселерометров, установленных в этих точках, один в хвостовой, другой в головной частях фюзеляжа, причем определение центра масс производят в установившемся режиме полета при выполнении маневра типа «змейка».
В устройство для реализации данного способа определения центра масс летательного аппарата, включающее акселерометр и навигационную систему, дополнительно введены второй акселерометр, причем акселерометры установлены в фиксированных точках, расположенных вдоль продольной оси аппарата на известном расстоянии друг от друга, один в хвостовой, другой в головной частях фюзеляжа, вычитающее устройство, к входам которого подключены выходы акселерометров, два устройства возведения в степень, входы которых соединены с соответствующими выходами навигационной системы по сигналам угловых скоростей, три сумматора, входы первого из которых соединены с выходами устройств возведения в степень, два умножителя, задатчик сигнала, соответствующего расстоянию между акселерометрами, подключенный к первому входу первого умножителя, второй вход которого соединен с выходом первого сумматора, а выход подключен к первому входу второго сумматора, второй вход которого соединен с выходом вычитающего устройства, а выход подключен к первому входу третьего сумматора, блок определения синуса, вход которого соединен с выходом навигационной системы по сигналу угла тангажа, а выход подключен к первому входу второго умножителя, второй вход которого соединен с выходом навигационной системы по сигналу ускорения силы тяжести, два масштабирующих устройства и делитель, первый вход которого соединен с выходом третьего сумматора, ко второму входу которого через второе масштабирующее устройство подключен выход второго умножителя, второй вход делителя через первое масштабирующее устройство соединен с выходом первого сумматора, а выход делителя является выходом устройства.
Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором представлена структурная схема заявляемого устройства для определения центра масс летательного аппарата.
Устройство включает в себя акселерометры 1 и 2, бортовую навигационную систему 3, вычитающее устройство 4, к входам которого подключены выходы акселерометров, два устройства 5, 6 возведения в степень, в данном случае во 2-ю, входы которых соединены с соответствующими выходами навигационной системы по сигналам угловых скоростей ωy, ωz, три сумматора 7, 8 и 9. Входы сумматора 7 соединены с выходами устройств 5, 6 возведения в степень. Устройство содержит также первый умножитель 10, к первому входу которого подключен задатчик сигнала (на чертеже не показан), соответствующего расстоянию L между акселерометрами, ко второму входу подключен выход первого сумматора 7, а выход умножителя 10 подключен к первому входу второго сумматора 8, второй вход которого соединен с выходом вычитающего устройства 4, а выход подключен к первому входу третьего сумматора 9. Кроме того, устройство содержит блок 11 определения синуса, вход которого соединен с выходом навигационной системы 3 по сигналу угла тангажа ϑ, а выход подключен к первому входу второго умножителя 12, второй вход которого соединен с выходом навигационной системы 3 по сигналу ускорения силы тяжести g, два масштабирующих устройства 13 и 14 с коэффициентами передачи, равными «2», и делитель 15. Первый вход делителя 15 соединен с выходом третьего сумматора 9, ко второму входу которого через второе масштабирующее устройство 14 подключен выход второго умножителя 12, второй вход делителя 15 через первое масштабирующее устройство 13 соединен с выходом первого сумматора 7, а выход делителя 15 является выходом устройства.
Согласно заявленному способу определения центра масс (ЦМ) летательного аппарата, дополнительно измеряют центростремительные ускорения a 1, a 2 относительно ЦМ акселерометрами 1 и 2, установленными в фиксированных точках, расположенных вдоль продольной оси аппарата на известном расстоянии L друг от друга, первый 1 в хвостовой, второй 2 в головной частях фюзеляжа. Оси чувствительности акселерометров направлены вдоль продольной оси и совпадают со связанной осью самолета ОХ. Измерение центростремительных ускорений a 1, a 2 и определение ЦМ производят в процессе выполнения ЛА маневра типа «змейка», в установившемся режиме полета. При определении ЦМ используют полученные из бортовой навигационной системы 3 ЛА значения угловых скоростей ωy, ωz, измеренное значение угла тангажа ϑ в реальном масштабе времени и вычисленное в вычислителе бортовой навигационной системы 3 значение g для текущих параметров полета.
Таким образом, полученные из установленных акселерометров 1, 2 и от бортовой навигационной системы 3 параметры полета самолета и используемые определенные соотношения между ними, приведенные ниже, позволяют определить координаты ЦМ ЛА.
Из уравнения вращательно-поступательного движения измеряемые акселерометрами проекции кажущегося ускорения a i на оси чувствительных элементов имеют следующий вид:
где N - номер акселерометра;
Тогда из (1) найдем проекции ускорений и угловых скоростей на ось X для обоих акселерометров 1 и 2:
Отсюда:
С учетом того, что gx=g·sinϑ.
ϑ - текущее значение тангажа и из условий установившегося режима полета,
Полученные значения R за N измерений усредняются. Расчеты показывают, что учет линейного ускорения, измеренного бортовой навигационной системой 3, установленной не на центре масс, приведет к появлению погрешности. Из первого уравнения (2) следует, что расстояние R можно определить и по сигналам одного акселерометра. Однако при этом увеличивается порог чувствительности по угловой скорости, т.е. требуемая угловая скорость должна быть больше 40 град в секунду, и уменьшается точность определения R. Из полученного выражения (3) следует, что центровку можно определить только при наличии угловых скоростей по осям Z или Y. Необходимо отметить, что в выражении (3) величины , а при значениях град/сек вычислять R нецелесообразно. Как показывают расчеты, наибольшую точность можно получить, если измерения проводить при выполнении маневра «змейка» или части его в установившемся полете, когда путевая скорость ЛА постоянна.
Реализация способа может быть осуществлена с помощью устройства, описанного выше, в котором в качестве акселерометров могут быть использованы как микромеханические датчики (для ЛА интенсивного маневрирования), так и высокоточные датчики (для маломаневренных ЛА). В качестве входных сигналов устройства могут быть использованы выходные сигналы бортовых навигационных комплексов или курсовертикали, а вычислительная часть устройства может быть выполнена на стандартных элементах вычислительной техники.
Таким образом, заявленные способ и устройство просты в реализации и применении, обладают достаточно высокой точностью и могут быть использованы во всех типах ЛА для определения координат местоположения центра масс ЛА.
Claims (2)
1. Способ определения центра масс летательного аппарата, основанный на измерении параметров полета аппарата и включающий в себя измерение текущих углов тангажа, кажущегося линейного ускорения, угловой скорости аппарата относительно его центра масс, абсолютного ускорения в произвольной точке, использование значения ускорения силы тяжести, вычисленного в реальном масштабе времени, и, на основании полученной совокупности данных, определение центра масс, отличающийся тем, что дополнительно измеряют центростремительные ускорения относительно центра масс в двух фиксированных точках, расположенных вдоль продольной оси аппарата на определенном расстоянии друг от друга, посредством акселерометров, установленных в этих точках, один в хвостовой, другой в головной частях фюзеляжа, причем определение центра масс производят в установившемся режиме полета при выполнении маневра типа «змейка».
2. Устройство определения центра масс летательного аппарата, включающее акселерометр и бортовую навигационную систему, отличающееся тем, что в него дополнительно введены второй акселерометр, причем акселерометры установлены в фиксированных точках, расположенных вдоль продольной оси аппарата на определенном расстоянии друг от друга, один в хвостовой, другой в головной частях фюзеляжа, вычитающее устройство, к входам которого подключены выходы акселерометров, два устройства возведения в степень, входы которых соединены с соответствующими выходами навигационной системы по сигналам угловых скоростей, три сумматора, входы первого из которых соединены с выходами устройств возведения в степень, два умножителя, задатчик сигнала, соответствующего расстоянию между акселерометрами, подключенный к первому входу первого умножителя, второй вход которого соединен с выходом первого сумматора, а выход подключен к первому входу второго сумматора, второй вход которого соединен с выходом вычитающего устройства, а выход подключен к первому входу третьего сумматора, блок определения синуса, вход которого соединен с выходом навигационной системы по сигналу угла тангажа, а выход подключен к первому входу второго умножителя, второй вход которого соединен с выходом навигационной системы по сигналу ускорения силы тяжести, два масштабирующих устройства и делитель, первый вход которого соединен с выходом третьего сумматора, ко второму входу которого через второе масштабирующее устройство подключен выход второго умножителя, второй вход делителя через первое масштабирующее устройство соединен с выходом первого сумматора, а выход делителя является выходом устройства.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014113969/28A RU2564375C1 (ru) | 2014-04-09 | 2014-04-09 | Способ определения центра масс летательного аппарата и устройство для его осуществления |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014113969/28A RU2564375C1 (ru) | 2014-04-09 | 2014-04-09 | Способ определения центра масс летательного аппарата и устройство для его осуществления |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2564375C1 true RU2564375C1 (ru) | 2015-09-27 |
Family
ID=54251070
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2014113969/28A RU2564375C1 (ru) | 2014-04-09 | 2014-04-09 | Способ определения центра масс летательного аппарата и устройство для его осуществления |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2564375C1 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2645018C1 (ru) * | 2016-10-04 | 2018-02-15 | 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 |
RU2767969C1 (ru) * | 2021-10-25 | 2022-03-22 | Руслан Валерьевич Новоселов | Способ определения координат центра масс беспилотного вертолета |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2176810C2 (ru) * | 2000-03-09 | 2001-12-10 | Санкт-Петербургский государственный университет аэрокосмического приборостроения | Способ и устройство для определения величины и направления смещения центра масс аппарата |
RU2319115C1 (ru) * | 2006-05-15 | 2008-03-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Летно-исследовательский институт им. М.М. Громова" | Способ определения веса и положения центра тяжести самолета |
RU2400405C1 (ru) * | 2009-06-15 | 2010-09-27 | Геннадий Алексеевич Копылов | Способ определения массы летательного аппарата, положения его центра масс и устройство для его осуществления |
-
2014
- 2014-04-09 RU RU2014113969/28A patent/RU2564375C1/ru active
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2176810C2 (ru) * | 2000-03-09 | 2001-12-10 | Санкт-Петербургский государственный университет аэрокосмического приборостроения | Способ и устройство для определения величины и направления смещения центра масс аппарата |
RU2319115C1 (ru) * | 2006-05-15 | 2008-03-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Летно-исследовательский институт им. М.М. Громова" | Способ определения веса и положения центра тяжести самолета |
RU2400405C1 (ru) * | 2009-06-15 | 2010-09-27 | Геннадий Алексеевич Копылов | Способ определения массы летательного аппарата, положения его центра масс и устройство для его осуществления |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
ПАШКОВСКИЙ И.М. и др. Летные испытания самолетов и обработка результатов испытаний. Учебное пособие. - М.: Машиностроение, 1985, с.77 * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2645018C1 (ru) * | 2016-10-04 | 2018-02-15 | 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 |
RU2767969C1 (ru) * | 2021-10-25 | 2022-03-22 | Руслан Валерьевич Новоселов | Способ определения координат центра масс беспилотного вертолета |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP2434296B1 (en) | Airspeed sensing system for an aircraft | |
Rhudy et al. | Onboard wind velocity estimation comparison for unmanned aircraft systems | |
CN103323625B (zh) | 一种mems-imu中加速度计动态环境下的误差标定补偿方法 | |
Tian et al. | Design and evaluation of UAV flow angle estimation filters | |
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 | |
CN105509946A (zh) | 一种辨识飞机升降舵效率的方法 | |
Rodi et al. | Correction of static pressure on a research aircraft in accelerated flight using differential pressure measurements | |
RU2564375C1 (ru) | Способ определения центра масс летательного аппарата и устройство для его осуществления | |
Fravolini et al. | Experimental evaluation of two pitot free analytical redundancy techniques for the estimation of the airspeed of an UAV | |
Preisighe Viana | Time-domain system identification of rigid-body multipoint loads model | |
Neves et al. | Unsteady aerodynamics analysis and modelling of a Slingsby Firefly aircraft: Detached-Eddy Simulation model and flight test validation | |
CN109655218A (zh) | 用卫星陀螺数据辨识整星挠性振动模态频率的方法及系统 | |
Tondji et al. | Semi-empirical estimation and experimental method for determining inertial properties of the Unmanned Aerial System–UAS-S4 of Hydra Technologies | |
Tian et al. | UAV flight test evaluation of fusion algorithms for estimation of angle of attack and sideslip angle | |
RU2570339C1 (ru) | Способ определения координат центра масс самолета в полете и устройство для его осуществления | |
Myschik et al. | Low-cost wind measurement system for small aircraft | |
RU2375690C1 (ru) | Способ определения аэродинамических погрешностей приемника воздушных давлений в летных испытаниях летательного аппарата | |
RU2396569C1 (ru) | Способ определения воздушных параметров в летных испытаниях летательного аппарата на больших углах атаки | |
RU2553776C1 (ru) | Способ определения углового положения управляемого аппарата, подвешенного к самолету-носителю | |
Myschik et al. | Low-cost sensor based integrated airdata and navigation system for general aviation aircraft | |
Polivanov et al. | Comparison of a quadcopter and an airplane as a means of measuring atmospheric parameters | |
RU2645018C1 (ru) | Способ определения центра масс летательного аппарата и устройство для его осуществления | |
RU2187141C1 (ru) | Устройство для контроля построителя вертикали и датчиков скоростей летательного аппарата | |
Siu et al. | Flight test results of an angle of attack and angle of sideslip calibration method using Output-Error optimization | |
RU2331892C2 (ru) | Способ определения компонента скорости летательного аппарата |