RU2587324C2 - Способ и устройство для защиты летательного аппарата - Google Patents
Способ и устройство для защиты летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2587324C2 RU2587324C2 RU2013100974/11A RU2013100974A RU2587324C2 RU 2587324 C2 RU2587324 C2 RU 2587324C2 RU 2013100974/11 A RU2013100974/11 A RU 2013100974/11A RU 2013100974 A RU2013100974 A RU 2013100974A RU 2587324 C2 RU2587324 C2 RU 2587324C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- attack
- angle
- limit
- current
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 15
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims abstract description 17
- 230000003321 amplification Effects 0.000 abstract 2
- 238000003199 nucleic acid amplification method Methods 0.000 abstract 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 4
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 230000008030 elimination Effects 0.000 description 1
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 description 1
- 230000000977 initiatory effect Effects 0.000 description 1
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 1
- 230000035945 sensitivity 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
- B64D43/00—Arrangements or adaptations of instruments
- B64D43/02—Arrangements or adaptations of instruments for indicating aircraft speed or stalling conditions
-
- 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
- B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
- B64D45/0005—Devices specially adapted to indicate the position of a movable element of the aircraft, e.g. landing gear
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
- Emergency Alarm Devices (AREA)
- Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
- Tires In General (AREA)
Abstract
Группа изобретений относится к способу и устройству защиты летательного аппарата на этапе полета. Для защиты летательного аппарата на этапе полета определяют текущую конфигурацию предкрылков и закрылков, предельный угол атаки для данной конфигурации, коэффициент усиления в зависимости от нормального ускорения. Сравнивают текущий угол атаки с предельным углом, взвешенным посредством коэффициента усиления. Подают сигнал тревоги при превышении полученного значения в зависимости от высоты полета и скорости летательного аппарата. Устройство для защиты летательного аппарата содержит средство определения предельного угла атаки, средство определения коэффициента усиления, средство сравнения текущего и предельного углов атаки, средство подачи сигнала тревоги. Обеспечивается заблаговременное предупреждение пилота о риске сваливания летательного аппарата. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Изобретение относится к защите летательного аппарата, в частности к обнаружению риска сваливания.
Этапы полета на малых скоростях являются опасными для летательного аппарата, в частности, во время этапов посадки и взлета, когда запас для маневра относительно рельефа местности является тем более критичным, чем более сильными являются потоки ветра и более низкой является высота. Уже известны бортовые системы обнаружения сваливания самолета для предотвращения изменений скорости и пространственного положения самолета, выходящих за пределы нормы. Но на малой высоте они не предоставляют пилоту возможность достаточно заблаговременного упреждения столкновения с землей. Кроме того, эти системы обнаружения сваливания остаются просто реагирующими (эти системы обнаружения приводятся в действие, даже если летательный аппарат уже находится в плохом положении, в отличие от прогнозирующих систем, которые приводятся в действие до того, как летательный аппарат находится в опасности).
Кроме того, эти системы являются слишком зависимыми от датчиков угла атаки. Это создает проблему, в особенности, на так называемых этапах захода на посадку со сносом, то есть при боковом ветре. Если летательный аппарат имеет один датчик угла атаки, расположенный в зоне турбулентности, вызванной фюзеляжем летательного аппарата, то существует риск того, что датчик угла атаки сообщает ошибочную информацию. Поэтому большинство летательных аппаратов имеют два датчика угла атаки, расположенные на каждой стороне летательного аппарата. В этом случае величиной угла атаки, используемой системами управления полетом, является среднее значение углов атаки, обеспечиваемое этими двумя датчиками. Такая компоновка ограничивает погрешности, но вызывает расхождения между реальным значением угла атаки и усредненным значением.
Проблемы с датчиками являются источником аварий, происходящих при так называемом столкновении с землей в управляемом полете (CFIT) на этапах захода на посадку по обычной схеме, в ходе которых пилоты и системы управления полетом полностью управляют летательным аппаратом, но имеют ложное представление относительно его положения в вертикальной и/или в горизонтальной плоскости. Как правило, если датчик предоставляет ошибочную информацию, то автопилот может полагать, что летательный аппарат находится на земле. В этом случае автопилот выключает двигатели. Тогда у пилота нет времени для того, чтобы среагировать на это, и летательный аппарат сваливается.
Целью настоящего изобретения является, в особенности, частичное устранение изложенных выше проблем за счет предложенного способа и устройства для защиты летательного аппарата на этапе полета, которые позволяют предупредить пилота о риске сваливания летательного аппарата достаточно заблаговременно для того, чтобы он был способен выполнить спасительный маневр.
Для этого предметом настоящего изобретения является способ защиты летательного аппарата на этапе полета, причем упомянутый летательный аппарат имеет несколько конфигураций предкрылков и закрылков и содержит средство измерения его нормального ускорения, а упомянутый способ отличается тем, что содержит следующие этапы:
- определение, по меньшей мере, для одной конфигурации предкрылков и закрылков предельного угла атаки, при превышении которого возникает риск сваливания летательного аппарата,
- определение коэффициента усиления в зависимости от нормального ускорения летательного аппарата,
- сравнение между текущим углом атаки летательного аппарата, с одной стороны, и предельным углом атаки, взвешенным посредством коэффициента усиления, с другой стороны, причем летательный аппарат летит с упомянутой конфигурацией предкрылков и закрылков,
- подача сигнала тревоги, указывающего, что существует риск сваливания летательного аппарата, если текущий угол атаки летательного аппарата превышает предельный угол атаки, взвешенный посредством коэффициента усиления.
Изобретение также относится к устройству для защиты летательного аппарата на этапе полета, причем упомянутый летательный аппарат имеет несколько конфигураций предкрылков и закрылков и содержит средство измерения его нормального ускорения, а упомянутое устройство отличается тем, что оно содержит:
- средство определения, по меньшей мере, для одной конфигурации предкрылков и закрылков, предельного угла атаки, при превышении которого возникает риск сваливания летательного аппарата,
- средство определения коэффициента усиления в зависимости от нормального ускорения летательного аппарата,
- средство сравнения между текущим углом атаки летательного аппарата, с одной стороны, и предельным углом атаки, взвешенным посредством коэффициента усиления, с другой стороны, причем летательный аппарат летит с упомянутой конфигурацией предкрылков и закрылков,
- средство подачи сигнала тревоги, указывающего, что существует риск сваливания летательного аппарата, если текущий угол атаки летательного аппарата превышает предельный угол атаки, взвешенный посредством коэффициента усиления.
За счет использования информации об угле атаки летательного аппарата совместно с коэффициентом усиления, вычисленным на основании нормального ускорения летательного аппарата, изобретение позволяет обнаруживать риск сваливания достаточно заблаговременно для того, чтобы пилот был способен выполнить спасительный маневр.
Изобретение имеет преимущество, заключающееся в возможности определения параметров. Фактически посредством коэффициента усиления можно определять параметры условия инициирования сигнала тревоги, который дают пилоту. Это позволяет надежно предвидеть риск сваливания по сравнению с ситуацией, в которой основываются исключительно на предельном значении угла атаки.
Изобретение имеет преимущество, заключающееся в его точной адаптации к аэродинамическим характеристикам летательного аппарата каждого типа. Фактически угол атаки сравнивают с предельными углами атаки в зависимости от реальной подъемной силы летательного аппарата и конфигураций его предкрылков/закрылков.
Изобретение также имеет преимущество, заключающееся в его работоспособности на этапе захода на посадку, на этапе крейсерского полета, а также на этапе взлета.
Изобретение станет более понятным и станут очевидными другие его преимущества при прочтении подробного описания, изложенного посредством неограничивающих примеров и при помощи чертежей, на которых изображено следующее:
На чертеже Фиг.1 изображена носовая часть летательного аппарата и его продольная ось.
На чертеже Фиг.2 изображена схема, на которой проиллюстрирован способ согласно настоящему изобретению.
На чертеже Фиг.3 изображен приведенный в качестве примера вариант реализации устройства согласно настоящему изобретению.
В изобретении использован угол атаки летательного аппарата для обнаружения того, близок ли последний к сваливанию. На чертеже Фиг.1 изображена носовая часть летательного аппарата 11 и его продольная ось 12. Летательный аппарат летит в соответствии с вектором V скорости. Угол α, образованный между вектором V скорости и продольной осью 12, именуют углом атаки. Угол атаки является одним из параметров летательного аппарата, на который наиболее сильно влияют изменения воздушной скорости.
Следует напомнить, что крылья летательного аппарата служат опорой для устройств, позволяющих пилотировать самолет: например предкрылков и закрылков. Конкретный наклон предкрылков и закрылков летательного аппарата именуют конфигурацией предкрылков/закрылков.
На чертеже Фиг.2 изображена схема, на которой проиллюстрирован способ согласно настоящему изобретению.
Способ согласно настоящему изобретению содержит следующие этапы:
- определение 201, по меньшей мере, для одной конфигурации предкрылков и закрылков предельного угла αlimit атаки, при превышении которого возникает риск сваливания летательного аппарата,
- определение 202 коэффициента K усиления в зависимости от нормального ускорения летательного аппарата,
- сравнение 203 между текущим углом α атаки летательного аппарата, с одной стороны, и предельным углом αlimit атаки, взвешенным посредством коэффициента K усиления, с другой стороны, причем летательный аппарат летит с упомянутой конфигурацией предкрылков и закрылков,
- подача 204 сигнала тревоги, указывающего, что существует риск сваливания летательного аппарата, если текущий угол атаки летательного аппарата превышает предельный угол αlimit атаки, взвешенный посредством коэффициента K усиления.
Для конкретного летательного аппарата величину угла атаки, при котором начинается сваливание, определяют через кривые зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки. Угол атаки, при котором начинается сваливание, соответствует углу, при котором коэффициент подъемной силы достигает своего максимального значения. При превышении этого угла подъемная сила уменьшается и полагают, что самолет находится на этапе сваливания.
Например, для каждой конфигурации предкрылков и закрылков предельный угол αlimit атаки, при превышении которого возникает риск сваливания летательного аппарата, выводят из угла атаки, при котором начинается сваливание. Этот предельный угол атаки вычисляют, например, при скорости сваливания, умноженной на 1,2.
Коэффициент K усиления, параметризуемый и зависящий от информации о нормальном ускорении, служит для повышения чувствительности предельного угла αlimit атаки в зависимости от того, приближается ли летательный аппарат к "окну" сваливания или нет. Фактически, чем больше угол атаки летательного аппарата стремится к углу атаки, при котором начинается сваливание, тем больше увеличивается подъемная сила. Увеличение подъемной силы (и, следовательно, возникновение нормального ускорения отличного от нуля), когда скорость летательного аппарата в воздухе мала, является характерной особенностью приближения к зоне сваливания.
Предпочтительно способ согласно настоящему изобретению дополнительно содержит этап отключения сигнала тревоги, если текущая высота летательного аппарата превышает заданную предельную высоту.
Предпочтительно способ согласно настоящему изобретению дополнительно содержит этап отключения сигнала тревоги, если текущая скорость летательного аппарата превышает заданную предельную скорость.
В известных системах контроля ложные сигналы тревоги создают проблему, возникающую снова и снова. Эти различные этапы отключения (в зависимости от высоты или скорости) имеют преимущество, заключающееся в ограничении ложных сигналов тревоги.
Изобретение также относится к устройству для защиты летательного аппарата на этапе полета. На чертеже Фиг.3 изображен приведенный в качестве примера вариант реализации устройства согласно настоящему изобретению.
Устройство 300 содержит:
- средство 301 определения, по меньшей мере, для одной конфигурации предкрылков и закрылков предельного угла αlimit атаки, при превышении которого возникает риск сваливания летательного аппарата,
- средство 302 определения коэффициента K усиления в зависимости от нормального ускорения летательного аппарата,
- средство 303 сравнения между текущим углом атаки летательного аппарата, с одной стороны, и предельным углом αlimit атаки, взвешенным посредством коэффициента K усиления, с другой стороны, причем летательный аппарат летит с упомянутой конфигурацией предкрылков и закрылков,
- средство 304 подачи сигнала тревоги, указывающего, что существует риск сваливания летательного аппарата, если текущий угол атаки летательного аппарата превышает предельный угол αlimit атаки, взвешенный посредством коэффициента K усиления.
Предпочтительно устройство согласно настоящему изобретению дополнительно содержит средство отключения средства 304 сигнала тревоги, если текущая высота летательного аппарата превышает заданную предельную высоту.
Предпочтительно устройство согласно настоящему изобретению дополнительно содержит средство отключения средства 304 сигнала тревоги, если текущая скорость летательного аппарата превышает заданную предельную скорость.
Текущая высота, текущая скорость и текущий угол атаки представляют собой параметры, предоставленные различными датчиками летательного аппарата и объединенные системами управления полетом летательного аппарата.
Claims (6)
1. Способ защиты летательного аппарата на этапе полета, причем упомянутый летательный аппарат имеет несколько конфигураций предкрылков и закрылков и содержит средство измерения его нормального ускорения, а упомянутый способ содержит этапы:
- определение текущей конфигурации предкрылков и закрылков,
- определение (201) предельного угла (αlimit) атаки, при превышении которого возникает риск сваливания летательного аппарата, в зависимости от упомянутой текущей конфигурации предкрылков и закрылков;
- определение (202) коэффициента (K) усиления в зависимости от измеренного нормального ускорения летательного аппарата, изменение коэффициента усиления в зависимости от нормального ускорения является предварительно определенным и параметризуемым,
- сравнение (203) текущего угла (α) атаки летательного аппарата с предельным углом (αlimit) атаки, взвешенным посредством коэффициента (K) усиления, причем летательный аппарат летит с упомянутой текущей конфигурацией предкрылков и закрылков,
- подача (204) сигнала тревоги, указывающего, что существует риск сваливания летательного аппарата, если текущий угол (α) атаки летательного аппарата превышает предельный угол (αlimit) атаки, взвешенный посредством коэффициента (K) усиления.
- определение текущей конфигурации предкрылков и закрылков,
- определение (201) предельного угла (αlimit) атаки, при превышении которого возникает риск сваливания летательного аппарата, в зависимости от упомянутой текущей конфигурации предкрылков и закрылков;
- определение (202) коэффициента (K) усиления в зависимости от измеренного нормального ускорения летательного аппарата, изменение коэффициента усиления в зависимости от нормального ускорения является предварительно определенным и параметризуемым,
- сравнение (203) текущего угла (α) атаки летательного аппарата с предельным углом (αlimit) атаки, взвешенным посредством коэффициента (K) усиления, причем летательный аппарат летит с упомянутой текущей конфигурацией предкрылков и закрылков,
- подача (204) сигнала тревоги, указывающего, что существует риск сваливания летательного аппарата, если текущий угол (α) атаки летательного аппарата превышает предельный угол (αlimit) атаки, взвешенный посредством коэффициента (K) усиления.
2. Способ защиты летательного аппарата по п. 1, дополнительно содержащий этап отключения сигнала тревоги, если текущая высота летательного аппарата превышает заданную предельную высоту.
3. Способ защиты летательного аппарата по одному из пп. 1 или 2, дополнительно содержащий этап отключения сигнала тревоги, если текущая скорость летательного аппарата превышает заданную предельную скорость.
4. Устройство для защиты летательного аппарата на этапе полета, причем упомянутый летательный аппарат имеет несколько конфигураций предкрылков и закрылков и содержит средство измерения ускорения для измерения нормального ускорения летательного аппарата, упомянутое устройство содержит:
- средство (301) определения предельного угла, по меньшей мере, для одной конфигурации предкрылков и закрылков, выполненное с возможностью определения предельного угла (αlimit), атаки, при превышении которого возникает риск сваливания летательного аппарата,
- средство (302) определения коэффициента усиления, выполненное с возможностью определения коэффициента (K) усиления в зависимости от измеренного нормального ускорения летательного аппарата, изменение коэффициента усиления в зависимости от нормального ускорения является предварительно определенным и параметризуемым,
- средство (303) сравнения, выполненное с возможностью сравнения текущего угла (α) атаки летательного аппарата и предельного угла атаки (αlimit), взвешенного посредством коэффициента (K) усиления, причем летательный аппарат летит с упомянутой конфигурацией предкрылков и закрылков,
- средство (304) подачи сигнала тревоги, выполненное с возможностью подачи сигнала тревоги, указывающего, что существует риск сваливания летательного аппарата, если текущий угол (α) атаки летательного аппарата превышает предельный угол (αlimit) атаки, взвешенный посредством коэффициента (K) усиления.
- средство (301) определения предельного угла, по меньшей мере, для одной конфигурации предкрылков и закрылков, выполненное с возможностью определения предельного угла (αlimit), атаки, при превышении которого возникает риск сваливания летательного аппарата,
- средство (302) определения коэффициента усиления, выполненное с возможностью определения коэффициента (K) усиления в зависимости от измеренного нормального ускорения летательного аппарата, изменение коэффициента усиления в зависимости от нормального ускорения является предварительно определенным и параметризуемым,
- средство (303) сравнения, выполненное с возможностью сравнения текущего угла (α) атаки летательного аппарата и предельного угла атаки (αlimit), взвешенного посредством коэффициента (K) усиления, причем летательный аппарат летит с упомянутой конфигурацией предкрылков и закрылков,
- средство (304) подачи сигнала тревоги, выполненное с возможностью подачи сигнала тревоги, указывающего, что существует риск сваливания летательного аппарата, если текущий угол (α) атаки летательного аппарата превышает предельный угол (αlimit) атаки, взвешенный посредством коэффициента (K) усиления.
5. Устройство для защиты по п. 4, дополнительно содержащее средство, выполненное с возможностью отключения средства (304) сигнала тревоги, если текущая высота летательного аппарата превышает заданную предельную высоту.
6. Устройство для защиты по одному из пп. 4 или 5, дополнительно содержащее средство, выполненное с возможностью отключения средства (304) сигнала тревоги, если текущая скорость летательного аппарата превышает заданную предельную скорость.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1002481A FR2961178B1 (fr) | 2010-06-11 | 2010-06-11 | Procede et dispositif pour la protection d'un aeronef |
| FR1002481 | 2010-06-11 | ||
| PCT/EP2011/058505 WO2011154249A1 (fr) | 2010-06-11 | 2011-05-24 | Procédé et dispositif pour la protection d'un aéronef |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2013100974A RU2013100974A (ru) | 2014-07-20 |
| RU2587324C2 true RU2587324C2 (ru) | 2016-06-20 |
Family
ID=43432003
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013100974/11A RU2587324C2 (ru) | 2010-06-11 | 2011-05-24 | Способ и устройство для защиты летательного аппарата |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8965603B2 (ru) |
| BR (1) | BR112012030712B1 (ru) |
| CA (1) | CA2801632C (ru) |
| FR (1) | FR2961178B1 (ru) |
| RU (1) | RU2587324C2 (ru) |
| WO (1) | WO2011154249A1 (ru) |
Families Citing this family (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9969503B2 (en) * | 2016-07-21 | 2018-05-15 | Rockwell Collins, Inc. | Head-up display (HUD) stall recovery symbology |
| US10228692B2 (en) | 2017-03-27 | 2019-03-12 | Gulfstream Aerospace Corporation | Aircraft flight envelope protection and recovery autopilot |
| FR3065543B1 (fr) * | 2017-04-19 | 2019-05-03 | Airbus Operations (S.A.S.) | Calculateur de commande de vol d'un aeronef |
| CN114056587A (zh) * | 2021-11-16 | 2022-02-18 | 中国商用飞机有限责任公司 | 失速告警方法、失速告警装置、存储介质及飞行器 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3587311A (en) * | 1969-06-19 | 1971-06-28 | Teledyne Inc | Aircraft instrument system |
| SU602976A1 (ru) * | 1976-01-13 | 1978-04-15 | Уфимский авиационный институт им. Орджоникидзе | Устройство дл сигнализации предельных режимов работы |
| US4853861A (en) * | 1987-09-01 | 1989-08-01 | Flight Dynamics, Inc. | Windshear measurement system |
| EP1498794A1 (fr) * | 2003-07-15 | 2005-01-19 | Airbus France | Système pour commander automatiquement des dispositif hypersustentateurs d'un aéronef, en particulier des becs de bord d'attaque d'aile |
| RU2248304C2 (ru) * | 2002-09-20 | 2005-03-20 | Макеев Роман Владимирович | Способ и устройство ограничения угла атаки и перегрузки самолета |
Family Cites Families (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4027839A (en) * | 1976-03-30 | 1977-06-07 | General Electric Company | High angle of attack aircraft control system utilizing a pseudo acceleration signal for control purposes |
| US4590475A (en) * | 1983-10-24 | 1986-05-20 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Stall avoidance system for aircraft |
| US4786905A (en) * | 1986-03-26 | 1988-11-22 | Sundstrand Data Control, Inc. | Wind shear detector head-up display system |
| US5796612A (en) * | 1992-11-18 | 1998-08-18 | Aers/Midwest, Inc. | Method for flight parameter monitoring and control |
| US5595357A (en) * | 1994-07-05 | 1997-01-21 | The B. F. Goodrich Company | Aircraft stall warning system |
| US6785594B1 (en) * | 1999-03-25 | 2004-08-31 | Honeywell International Inc. | Ground proximity warning system and method having a reduced set of input parameters |
| US8620495B2 (en) * | 2006-12-19 | 2013-12-31 | Rosemount Aerospace Inc. | Air data stall protection system |
| FR2955960B1 (fr) * | 2010-02-02 | 2012-04-06 | Airbus Operations Sas | Procede et dispositif pour empecher l'emission d'alertes par le systeme anticollision d'un avion, lors d'une manoeuvre de changement d'altitude |
-
2010
- 2010-06-11 FR FR1002481A patent/FR2961178B1/fr active Active
-
2011
- 2011-05-24 RU RU2013100974/11A patent/RU2587324C2/ru active
- 2011-05-24 WO PCT/EP2011/058505 patent/WO2011154249A1/fr active Application Filing
- 2011-05-24 BR BR112012030712-6A patent/BR112012030712B1/pt not_active IP Right Cessation
- 2011-05-24 US US13/701,810 patent/US8965603B2/en active Active
- 2011-05-24 CA CA2801632A patent/CA2801632C/en not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3587311A (en) * | 1969-06-19 | 1971-06-28 | Teledyne Inc | Aircraft instrument system |
| SU602976A1 (ru) * | 1976-01-13 | 1978-04-15 | Уфимский авиационный институт им. Орджоникидзе | Устройство дл сигнализации предельных режимов работы |
| US4853861A (en) * | 1987-09-01 | 1989-08-01 | Flight Dynamics, Inc. | Windshear measurement system |
| RU2248304C2 (ru) * | 2002-09-20 | 2005-03-20 | Макеев Роман Владимирович | Способ и устройство ограничения угла атаки и перегрузки самолета |
| EP1498794A1 (fr) * | 2003-07-15 | 2005-01-19 | Airbus France | Système pour commander automatiquement des dispositif hypersustentateurs d'un aéronef, en particulier des becs de bord d'attaque d'aile |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2961178B1 (fr) | 2013-03-22 |
| FR2961178A1 (fr) | 2011-12-16 |
| CA2801632C (en) | 2018-05-01 |
| BR112012030712A2 (pt) | 2016-11-01 |
| RU2013100974A (ru) | 2014-07-20 |
| US20130073124A1 (en) | 2013-03-21 |
| WO2011154249A1 (fr) | 2011-12-15 |
| BR112012030712B1 (pt) | 2020-11-03 |
| CA2801632A1 (en) | 2011-12-15 |
| US8965603B2 (en) | 2015-02-24 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP3480117B1 (en) | Aircraft stall warning/protection with time - varying maximum angle of attack settings for icing conditions | |
| US11580865B2 (en) | Aircraft flight envelope protection and recovery autopilot | |
| EP3136197B1 (en) | Aircraft stall protection system | |
| RU2706679C2 (ru) | Система и способ компенсации порыва воздушной массы для воздушных летательных аппаратов | |
| EP2513732B1 (en) | Stall prevention/recovery system and method | |
| US20060097895A1 (en) | Aircraft terrain warning systems and methods | |
| WO2011078847A1 (en) | Calculation and display of warning speed for thrust asymmetry control | |
| EP3477261B1 (en) | Flight instrument warning display | |
| RU2587324C2 (ru) | Способ и устройство для защиты летательного аппарата | |
| US10336467B2 (en) | Aircraft turbulence detection | |
| CN111051921A (zh) | 用于基于感测到的空气移动控制飞机的系统和方法 | |
| US8742951B1 (en) | System and method for indicating windshear system readiness | |
| WO2009002645A2 (en) | Systems and methods for aircraft winshear detection | |
| US20230166860A1 (en) | Rotation warning | |
| US20220343778A1 (en) | Systems and methods for enhanced situational awareness and auto toga | |
| EP4082917A1 (en) | Systems and methods for enhanced situational awareness and auto toga | |
| KR102667325B1 (ko) | 적어도 2개의 엔진을 갖는 회전익기의 조종 지원 방법 |