RU2593174C2 - Способ и система расчета взлетного веса летательного аппарата - Google Patents
Способ и система расчета взлетного веса летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2593174C2 RU2593174C2 RU2011148891/11A RU2011148891A RU2593174C2 RU 2593174 C2 RU2593174 C2 RU 2593174C2 RU 2011148891/11 A RU2011148891/11 A RU 2011148891/11A RU 2011148891 A RU2011148891 A RU 2011148891A RU 2593174 C2 RU2593174 C2 RU 2593174C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- weight
- values
- aircraft
- flight
- value
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01G—WEIGHING
- G01G19/00—Weighing apparatus or methods adapted for special purposes not provided for in the preceding groups
- G01G19/02—Weighing apparatus or methods adapted for special purposes not provided for in the preceding groups for weighing wheeled or rolling bodies, e.g. vehicles
- G01G19/07—Weighing apparatus or methods adapted for special purposes not provided for in the preceding groups for weighing wheeled or rolling bodies, e.g. vehicles for weighing aircraft
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01G—WEIGHING
- G01G19/00—Weighing apparatus or methods adapted for special purposes not provided for in the preceding groups
- G01G19/08—Weighing apparatus or methods adapted for special purposes not provided for in the preceding groups for incorporation in vehicles
- G01G19/086—Weighing apparatus or methods adapted for special purposes not provided for in the preceding groups for incorporation in vehicles wherein the vehicle mass is dynamically estimated
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F17/00—Digital computing or data processing equipment or methods, specially adapted for specific functions
- G06F17/10—Complex mathematical operations
Abstract
Изобретение относится к области авиации, в частности к способам и системам расчета взлетного веса летательных аппаратов. Способ расчета взлетного веса летательного аппарата, выполненного с возможностью висения, содержит этапы, на которых регистрируют необходимую мощность висения в первый и второй момент времени, получают третьи значения второй величины, связанной с давлением на высоте полета, получают четвертые значения третьей величины, связанной с температурой на высоте полета, получают пятые значения четвертой величины, связанной с частотой вращения двигателя, рассчитывают шестые значения пятой величины, связанной с относительной плотностью на высоте полета в упомянутые первый и второй моменты времени. Используют характеристическую кривую висения для расчета седьмого и восьмого значений полетного веса летательного аппарата в первый и второй момент времени. Достигается возможность точного расчета взлетного веса. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к способу и системе расчета взлетного веса летательного аппарата.
Детали летательного аппарата обычно подвергаются усталостному повреждению в ходе своего срока службы.
Детали, подвергаемые серьезному усталостному повреждению, конструируются с использованием спектра нагружения, соответствующего заданным полетным маневрам, выполняемым в течение заданных продолжительностей времени.
Другими словами, наиболее важные детали конструируются с учетом усталости на основе спектра нагружения и выпускаются с заданной усталостной долговечностью.
Существует необходимость в индустрии определять фактическую эксплуатационную усталость составляющих деталей летательного аппарата, с тем чтобы безопасно определять остаточный срок службы относительно усталостной долговечности, для которой они были сконструированы.
Одним из основных параметров для расчета фактической усталости составляющих деталей летательного аппарата является взлетный вес летательного аппарата.
По взлетному весу можно рассчитывать вес в различных полетных условиях, от которых зависят положения самолета в воздухе, оказывающие влияние на усталостное повреждение составляющих деталей.
Взлетный вес летательного аппарата обычно рассчитывается добавлением веса полезного груза, топлива и экипажа к весу летательного аппарата без нагрузки.
Существует необходимость в рамках индустрии в более точном способе расчета взлетного веса летательного аппарата, с тем чтобы более точно определять фактическую усталость составляющих деталей летательного аппарата.
Цель настоящего изобретения состоит в том, чтобы обеспечить способ расчета взлетного веса летательного аппарата, как заявлено в пункте 1 формулы изобретения.
Настоящее изобретение также относится к системе для расчета взлетного веса летательного аппарата, как заявлено в пункте 9 формулы изобретения.
Предпочтительный неограничивающий вариант осуществления настоящего изобретения далее будет описан в качестве примера со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:
фиг.1 показывает летательный аппарат, в частности вертолет, содержащий систему расчета взлетного веса в соответствии с настоящим изобретением, и реализующую способ расчета взлетного веса согласно настоящему изобретению;
фиг.2 показывает характеристическую кривую, применяемую в системе по фиг.1;
фиг.3 показывает интерполяцию характеристической кривой по фиг.2.
Номер 1 на фиг.1 указывает летательный аппарат - в показанном примере вертолет.
Вертолет 1 содержит фюзеляж 2 с носом 5; два двигателя 6 (просто схематично показанные на фиг.1); и несущий винт 3, установленный на верхнюю часть фюзеляжа 2 для создания подъемной силы и силы тяги, требуемых для подъема и приведения в движение вертолета 1.
Номер 10 на фиг.1 указывает систему для расчета взлетного веса вертолета 1.
Система 10 преимущественно содержит:
- каскад 20 регистрации для регистрации значений W(t1), W(t2), W(t3),..., W(ti),..., W(tn), связанных с весом вертолета 1 в некотором количестве соответствующих моментов времени t1, t2, t3,..., ti,..., tn, в которые вертолет 1 находится в горизонтальном полете; и
- каскад 25 расчета для расчета взлетного веса EIW вертолета 1 на основе значений W(t1), W(t2), W(t3),..., W(ti),..., W(tn).
В последующем описании, горизонтальный полет подразумевается означающим состояние, в котором вертолет летит на, по существу, постоянной высоте и скорости или осуществляет висение.
Система 10 предпочтительно также содержит:
- каскад 30 сбора данных для получения полетных параметров, таких как угол крена, угол тангажа, производная угла крена, производная угла тангажа, производная угла рыскания, истинная скорость полета вертолета 1, коэффициент нагрузки, измеренная радаром высота, вертикальная скорость, прямое ускорение вертолета, индикация шасси на земле, мощность и частота вращения двигателей 6, частота вращения несущего винта и измеренная барометром высота по давлению; и
- каскад 35 распознавания полетных условий, который, на основе полученных полетных параметров, определяет, находится или нет вертолет 1 в горизонтальном полете.
Каскад 30 сбора данных предназначен для получения полетных параметров с заданной частотой, например 3 Гц.
Каскад 35 распознавания предназначен для анализа полетных параметров, полученных каскадом 30 сбора данных, и для определения стабильного горизонтального полета вертолета 1, когда некоторые из параметров, полученных каскадом 30 сбора данных, остаются ниже соответственных пороговых значений на дольше, чем заданный временной интервал.
В описанном варианте осуществления, каскад 35 распознавания предназначен для определения стабильного висения вертолета 1, когда в течение по меньшей мере временного интервала ∆t:
- угол крена находится ниже порогового значения, например, в десять градусов;
- угол тангажа находится ниже порогового значения, например, в десять градусов;
- вертикальная скорость ниже порогового значения, например, 50 футов в минуту;
- измеренная радаром высота находится между нижним пороговым значением и верхним пороговым значением, например, 5 и 100 футами;
- истинная скорость полета вертолета 1 ниже 10 узлов.
В описанном примере, временной интервал ∆t равен по меньшей мере трем секундам.
Каскад 20 регистрации предназначен для регистрации значений W(t1), W(t2), W(t3),..., W(ti),..., W (tn) в некотором количестве моментов времени t1, t2, t3,..., ti,..., tn, в которых вертолет 1 находится в состоянии стабильного висения на соответственных разных или равных высотах h(t1), h(t2), h(t3),..., h(ti),..., h(tn).
Более точно, каскад 20 регистрации предназначен для приема параметров, полученных каскадом 30 сбора данных; для регистрации значений W(t1), W(t2), W(t3),..., W(ti),..., W(tn), связанных с весом вертолета 1, если каскад 35 распознавания определяет состояние стабильного висения вертолета 1; и для передачи значений W(t1), W(t2), W(t3),..., W(ti),..., W(tn), зарегистрированных в соответственные моменты t1, t2, t3,..., ti,..., tn, в каскад 25 расчета.
Каскад 20 регистрации предназначен для регистрации значений W(t1), W(t2), W(t3),..., W(ti),..., W(tn) для каждого состояния стабильного висения на основании:
- барометрической высоты и температуры наружного воздуха, PALT(ti) и TOUT(ti), зарегистрированных бортовыми измерительными приборами в момент времени ti и на высоте h(ti);
- коэффициента n(ti), пропорционального частоте вращения двигателе 6 в момент времени ti и на высоте h(ti);
- мощности Power(ti), создаваемой двигателями 6 в момент времени ti и на высоте h(ti); и
- некоторого количества характеристических кривых 100, 101, 102, 103, 104 (фиг.2 и 3), хранимых в каскаде 20 регистрации.
Более точно, каскад 20 регистрации регистрирует, для каждого состояния стабильного висения, следующие i-е параметры в момент времени ti и на высоте h(ti):
и
где:
p0 - стандартное давление на уровне моря;
R - универсальная постоянная идеального газа; и
g - ускорение свободного падения.
Каскад 20 регистрации также регистрирует, на основе параметров δ(ti) и Ψ(ti), параметр σ(ti) в момент времени ti и на высоте h(ti):
где:
ρ0 - стандартная плотность на уровне моря.
На характеристических кривых 100, 101, 102, 103, 104 (фиг.2 и 3) ось Y показывает параметр:
в момент времени ti и на высоте h(ti); а
ось X - параметр:
в момент времени ti и на высоте h(ti), и при этом Weight(ti) - вес вертолета 1 в момент времени ti, полученный из характеристических кривых 100, 101, 102, 103, 104.
Характеристические кривые 100, 101, 102, 103, 104 начерчены для увеличивающихся высот h(ti) висения. Другими словами, характеристическая кривая 100 (101, 102, 103) начерчена для более низкой высоты h(i) висения, чем характеристическая кривая 101 (102, 103, 104).
Каскад 20 регистрации предназначен для интерполяции характеристической кривой 106 (фиг.3) на высоте h(ti) в случае, если таковая не совпадает с высотами, на которых начерчены характеристические кривые 100, 101, 102, 103. На фиг.3 характеристическая кривая 106 интерполируется на высоте h(ti) между высотами характеристических кривых 100 и 101.
Каскад 20 регистрации предназначен для расчета каждого значения W(t1), W(t2), W(t3),..., W(ti),..., W(tn) в соответственный момент времени ti согласно уравнению:
где поправочные значения C(t1), C(t2), C(ti),... C(tn) являются суммой:
- соответственных первых слагаемых, связанных с расходом топлива вплоть до момента времени t0, t1,..., ti,..., tn; и
- соответственных введенных экипажем вторых слагаемых, связанных с изменениями веса, например, в результате погрузки или выгрузки материала на и с вертолета 1.
Каскад 25 расчета предназначен для расчета веса EIW вертолета 1 согласно уравнению:
где:
∆ - значение надежности, прибавляемое к расчетному весу EIW вертолета 1.
Другими словами, каскад 25 расчета предназначен для расчета веса EIW вертолета в качестве суммы среднего арифметического значений W(ti) и значения ∆ надежности.
Каскад 20 регистрации предпочтительно предназначен для определения неисправности, когда в данный момент времени ti+1:
Другими словами, каскад 25 расчета предназначен для определения неисправности, когда разница между двумя следующими друг за другом значениями W(ti), W(ti+1), зарегистрированными в моменты времени ti и ti+1, превышает значение ∆ надежности.
В этом случае, каскад 25 расчета отправляет сигнал неисправности в блок технического обслуживания системы 10 и/или удаляет значения W(ti+1, ti+2, …) из расчета веса EIW.
Каскады 20, 25, 35 регистрации, расчета и распознавания предпочтительно расположены на наземной станции 19, а каскад 30 сбора данных расположен на вертолете 1.
Полетные параметры, полученные каскадом 30 сбора данных, загружаются в каскад 25 расчета, например, посредством кассеты переноса данных.
Каскады 20, 25, 30, 35 регистрации, расчета, сбора данных и распознавания управляются программным обеспечением, загруженным и приведенным в исполнение системой 10.
В практическом использовании, полетные параметры получаются каскадом 30 сбора данных на заданной частоте выборки и загружаются в каскад 35 распознавания наземного базирования, который определяет, находится ли вертолет 1 на висении.
Более точно, каскад 35 распознавания определяет стабильное висение вертолета 1, когда по меньшей мере на всем протяжении интервала ∆t:
- угол крена находится ниже порогового значения, например в десять градусов;
- угол тангажа находится ниже порогового значения, например в десять градусов;
- вертикальная скорость ниже порогового значения, например 50 футов в минуту;
- измеренная радаром высота находится между нижним пороговым значением и верхним пороговым значением, например 5 и 100 футами;
- истинная скорость полета вертолета 1 ниже 10 узлов.
Для каждых момента времени ti и высоты h(ti), при которых каскад 35 распознавания определяет состояние стабильного висения, каскад 20 регистрации регистрирует значение W(ti) веса вертолета 1.
Более точно, на основе i-х значений высоты PALT(ti) по давлению и температуры TOUT(ti) на высоте h(ti) и в момент времени t(i), каскад 20 регистрации регистрирует параметры:
и
Далее, каскад 20 регистрации регистрирует параметр:
В этой точке, при заданных параметрах σ(ti), n(ti), значении Power(ti) отбора мощности и высоте h(ti), значение Weight(ti) веса может получаться из характеристических кривых 100, 101, 102, 103, 104 на фиг.2 и 3.
Каскад 20 регистрации вносит поправки в значение Weight(ti), применяя поправочные значения C(ti), связанные с расходом топлива между моментами времени ti-1 и t, операции загрузки/выгрузки материала, согласно уравнению
Значение W(ti), связанное с высотой h(ti) и моментом времени ti, отправляется в каскад 25 расчета.
Каскад 25 расчета, таким образом, принимает некоторое количество значений W(t1), W(t2), W(t3),..., W(ti),..., W(tn), связанных со значениями веса, зарегистрированными в соответственные моменты времени t1, t2, t3,..., ti,..., tn и на соответственных высотах h(t1), h(t2), h(t3),..., h(ti), h(tn).
Каскад 25 расчета рассчитывает взлетный вес EIW вертолета 1, принимая во внимание значение ∆ надежности. Более точно, взлетный вес EIW рассчитывается согласно уравнению:
Каскад 25 расчета вырабатывает сигнал, указывающий неисправность системы 10, когда в момент времени t(i+1):
В этом случае, каскад 25 расчета не учитывает значения W(ti+2), W(ti+3),..., W(tn) при расчете взлетного веса EIW вертолета 1.
Преимущества способа и системы 10 согласно настоящему изобретению будут ясны из вышеприведенного описания.
В частности, способ и система 10 согласно настоящему изобретению дает возможность расчета взлетного веса EIW вертолета 1 во время эксплуатации вертолета 1.
Взлетный вес EIW, таким образом, может эффективно использоваться, особенно в сочетании со значимой индикацией полетных маневров, фактически выполняемых вертолетом 1, для оценки фактической усталости и отсюда фактического остаточного срока службы наиболее важных составляющих деталей вертолета 1.
Более того, способ и система 10 согласно изобретению предусматривают легкое измерение фактического взлетного веса вертолета 1, без необходимости в бортовых датчиках нагрузки.
В заключение, еще один важный момент, на который нужно обратить внимание, состоит в том, что, в режиме стабильного висения, мощность Power(ti), необходимая для полета, по существу используется для подъема веса вертолета 1.
Характеристические кривые 100, 101, 102, 103, 104 поэтому легки для вычерчивания и обычно показаны в руководстве по эксплуатации вертолета 1.
Посредством применения измерения мощности Power(ti), отбираемой в режиме стабильного висения на высоте h(ti), способ согласно изобретению чрезвычайно легок для реализации с использованием характеристических кривых 100, 101, 102, 103, 104.
Ясно, что изменения могут быть произведены в отношении способа и системы 1, как описанные в материалах настоящей заявки, однако, не выходя из объема настоящего изобретения.
В заключение, летательный аппарат может быть конвертопланом.
Claims (10)
1. Способ расчета взлетного веса (EIW) летательного аппарата, выполненного с возможностью висения, отличающийся тем, что содержит этапы, на которых:
- регистрируют по меньшей мере одно первое и одно второе значение (W(t1), W(t2), W(t3), W(ti), ..., W(tn)) первой величины, связанной с взлетным весом упомянутого летательного аппарата в по меньшей мере один первый момент времени и второй момент времени, в которые упомянутый летательный аппарат находится в состоянии стабильного висения; и
- рассчитывают взлетный вес упомянутого летательного аппарата на основе упомянутых первого и второго значений;
упомянутый этап регистрации содержит этапы, на которых:
- регистрируют необходимую мощность (Power (t1), Power (t2), Power (t3), ..., Power (ti), Power(tn)) висения в упомянутые первый и второй момент времени; и
- получают третьи значения второй величины, связанной с давлением на высоте полета в упомянутые первый и второй момент времени;
- получают четвертые значения третьей величины, связанной с температурой на высоте полета в упомянутые первый и второй момент времени;
- получают пятые значения (n(t1), n(t2), ..., n(ti), ..., n(tn)) четвертой величины, связанной с частотой вращения двигателя упомянутого летательного аппарата в упомянутые первый и второй момент времени;
- рассчитывают, на основе упомянутых третьего, четвертого и пятого значений, шестые значения (σ(t1), σ(t2), ..., σ(ti), ..., σ(tn)) пятой величины, связанной с относительной плотностью на высоте полета в упомянутые первый и второй моменты времени;
- используют характеристическую кривую висения для расчета седьмого и восьмого значений полетного веса (Weight(t1), Weight(t2), Weight(t3), ..., Weight(ti), ..., Weight(tn)) упомянутого летательного аппарата в упомянутые первый и второй момент времени;
упомянутая характеристическая кривая показывает закономерность первого параметра, связанного с упомянутой необходимой мощностью висения, в зависимости от второго параметра, связанного с упомянутым полетным весом упомянутого летательного аппарата;
упомянутый первый параметр имеет значение:
где значения σ(ti) - упомянутые шестые значения, а
n(ti) - упомянутые пятые значения;
упомянутый второй параметр имеет значение:
упомянутый этап регистрации дополнительно содержит этапы, на которых:
- вносят поправку в упомянутые седьмое и восьмое значения полетных весов в упомянутые первый и второй момент времени первым и вторым поправочными значениями (C(t1), C(t2), C(t3), ..., C(ti), C(tn)), согласно формуле:
где W(t1), W(t2), ... W(ti), ..., W(tn) - упомянутые первое и второе значения;
упомянутые первое и второе поправочные значения содержат по меньшей мере одно первое слагаемое, связанное с расходом топлива упомянутого летательного аппарата вплоть до первого момента времени и второго момента времени;
упомянутый этап расчета дополнительно содержит этап, на котором рассчитывают упомянутый взлетный вес согласно уравнению:
где ∆ - значение надежности.
- регистрируют по меньшей мере одно первое и одно второе значение (W(t1), W(t2), W(t3), W(ti), ..., W(tn)) первой величины, связанной с взлетным весом упомянутого летательного аппарата в по меньшей мере один первый момент времени и второй момент времени, в которые упомянутый летательный аппарат находится в состоянии стабильного висения; и
- рассчитывают взлетный вес упомянутого летательного аппарата на основе упомянутых первого и второго значений;
упомянутый этап регистрации содержит этапы, на которых:
- регистрируют необходимую мощность (Power (t1), Power (t2), Power (t3), ..., Power (ti), Power(tn)) висения в упомянутые первый и второй момент времени; и
- получают третьи значения второй величины, связанной с давлением на высоте полета в упомянутые первый и второй момент времени;
- получают четвертые значения третьей величины, связанной с температурой на высоте полета в упомянутые первый и второй момент времени;
- получают пятые значения (n(t1), n(t2), ..., n(ti), ..., n(tn)) четвертой величины, связанной с частотой вращения двигателя упомянутого летательного аппарата в упомянутые первый и второй момент времени;
- рассчитывают, на основе упомянутых третьего, четвертого и пятого значений, шестые значения (σ(t1), σ(t2), ..., σ(ti), ..., σ(tn)) пятой величины, связанной с относительной плотностью на высоте полета в упомянутые первый и второй моменты времени;
- используют характеристическую кривую висения для расчета седьмого и восьмого значений полетного веса (Weight(t1), Weight(t2), Weight(t3), ..., Weight(ti), ..., Weight(tn)) упомянутого летательного аппарата в упомянутые первый и второй момент времени;
упомянутая характеристическая кривая показывает закономерность первого параметра, связанного с упомянутой необходимой мощностью висения, в зависимости от второго параметра, связанного с упомянутым полетным весом упомянутого летательного аппарата;
упомянутый первый параметр имеет значение:
где значения σ(ti) - упомянутые шестые значения, а
n(ti) - упомянутые пятые значения;
упомянутый второй параметр имеет значение:
упомянутый этап регистрации дополнительно содержит этапы, на которых:
- вносят поправку в упомянутые седьмое и восьмое значения полетных весов в упомянутые первый и второй момент времени первым и вторым поправочными значениями (C(t1), C(t2), C(t3), ..., C(ti), C(tn)), согласно формуле:
где W(t1), W(t2), ... W(ti), ..., W(tn) - упомянутые первое и второе значения;
упомянутые первое и второе поправочные значения содержат по меньшей мере одно первое слагаемое, связанное с расходом топлива упомянутого летательного аппарата вплоть до первого момента времени и второго момента времени;
упомянутый этап расчета дополнительно содержит этап, на котором рассчитывают упомянутый взлетный вес согласно уравнению:
где ∆ - значение надежности.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что упомянутый этап регистрации содержит подэтапы, на которых:
- регистрируют упомянутое первое значение упомянутой первой величины на первой высоте; и
- регистрируют упомянутое второе значение упомянутой первой величины на второй высоте, отличной от упомянутой первой высоты.
- регистрируют упомянутое первое значение упомянутой первой величины на первой высоте; и
- регистрируют упомянутое второе значение упомянутой первой величины на второй высоте, отличной от упомянутой первой высоты.
3. Способ по п.1 или 2, отличающийся тем, что содержит этапы, на которых:
- получают некоторые количество полетных параметров;
- идентифицируют состояние стабильного горизонтального полета упомянутого летательного аппарата на основе упомянутых полетных параметров; и
- выполняют упомянутый этап регистрации, если упомянутый летательный аппарат находится в состоянии стабильного горизонтального полета.
- получают некоторые количество полетных параметров;
- идентифицируют состояние стабильного горизонтального полета упомянутого летательного аппарата на основе упомянутых полетных параметров; и
- выполняют упомянутый этап регистрации, если упомянутый летательный аппарат находится в состоянии стабильного горизонтального полета.
4. Способ по п.1 или 2, отличающийся тем, что упомянутое количество полетных параметров содержит угол крена, угол тангажа, вертикальную скорость, измеренную радаром высоту и истинную скорость полета упомянутого летательного аппарата;
упомянутый этап идентификации содержит этап, на котором определяют, что в течение по меньшей мере заданного временного интервала:
- упомянутый угол крена находится ниже соответственного порогового значения;
- упомянутый угол тангажа находится ниже соответственного порогового значения;
- упомянутая вертикальная скорость находится ниже соответственного порогового значения;
- упомянутая измеренная радаром высота находится между соответственными пороговыми значениями; и
- упомянутая истинная скорость полета находится ниже соответственного порогового значения.
упомянутый этап идентификации содержит этап, на котором определяют, что в течение по меньшей мере заданного временного интервала:
- упомянутый угол крена находится ниже соответственного порогового значения;
- упомянутый угол тангажа находится ниже соответственного порогового значения;
- упомянутая вертикальная скорость находится ниже соответственного порогового значения;
- упомянутая измеренная радаром высота находится между соответственными пороговыми значениями; и
- упомянутая истинная скорость полета находится ниже соответственного порогового значения.
5. Способ по п.1 или 2, отличающийся тем, что содержит этап, на котором загружают полученные упомянутые полетные параметры в наземную станцию; и тем, что по меньшей мере один из упомянутых этапов идентификации/регистрации/расчета выполняют на упомянутой наземной станции.
6. Способ по п.1 или 2, отличающийся тем, что упомянутое первое поправочное значение содержит второе слагаемое, введенное пользователем на упомянутом летательном аппарате и связанное с изменением веса, независящим от упомянутого расхода топлива.
7. Способ по п.1 или 2, отличающийся тем, что упомянутый этап регистрации содержит этап, состоящий в том, что формируют сигнал неисправности, когда разница между упомянутым первым и вторым значением, зарегистрированными в следующие друг за другом соответственные упомянутые первый и второй моменты времени, превышает дополнительное пороговое значение.
8. Система для расчета взлетного веса (EIW) летательного аппарата, выполненного с возможностью висения, система отличается тем, что содержит:
- каскад регистрации для регистрации по меньшей мере одного первого и второго значения (W(t1), W(t2), W(t3), W(ti), …, W(tn)) величины, связанной с взлетным весом упомянутого летательного аппарата в по меньшей мере один первый и второй момент времени, в который упомянутый летательный аппарат находится в состоянии стабильного висения; и
- каскад расчета для расчета взлетного веса упомянутого летательного аппарата на основе упомянутых первого и второго значений;
упомянутый каскад регистрации является предназначенным для регистрации первого и второго значений полетного веса (Weight(t1), Weight(t2), Weight(t3), …, Weight(ti), …, Weight(tn)) на основе:
- необходимой мощности (Power(t1), Power(t2), Power(t3), …, Power(ti), …, Power(tn)) висения в упомянутый первый и второй момент времени;
- третьих значений второй величины, связанной с давлением на высоте полета в упомянутые первый и второй момент времени;
- четвертых значений третьей величины, связанной с температурой на высоте полета в упомянутые первый и второй момент времени;
- пятых значений (n(t1), n(t2), …, n(ti), …, n(tn)) четвертой величины, связанной с частотой вращения двигателя упомянутого летательного аппарата в упомянутые первый и второй момент времени; и
- некоторого количества характеристических кривых, показывающих закономерность первого параметра, связанного с упомянутой необходимой мощностью висения, в зависимости от второго параметра, связанного с упомянутым полетным весом упомянутого летательного аппарата;
упомянутый первый параметр имеет значение:
где значения σ(ti) - упомянутые шестые значения, а n(ti) - упомянутые пятые значения; упомянутый второй параметр имеет значение:
упомянутый каскад регистрации является предназначенным для внесения поправки в упомянутые первое и второе значения упомянутого полетного веса в упомянутые первый и второй момент времени первым и вторым поправочными значениями (C(t1), C(t2), C(t3), …, C(ti), …, C(tn)) согласно формуле:
где W(t1), W(t2), … W(ti), …, W(tn) - упомянутые первое и второе значения;
упомянутые первое и второе поправочные значения содержат по меньшей мере одно первое слагаемое, связанное с расходом топлива упомянутого летательного аппарата вплоть до первого момента времени и второго момента времени;
упомянутый каскад расчета является предназначенным для расчета упомянутого взлетного веса согласно уравнению:
где ∆ - значение надежности.
- каскад регистрации для регистрации по меньшей мере одного первого и второго значения (W(t1), W(t2), W(t3), W(ti), …, W(tn)) величины, связанной с взлетным весом упомянутого летательного аппарата в по меньшей мере один первый и второй момент времени, в который упомянутый летательный аппарат находится в состоянии стабильного висения; и
- каскад расчета для расчета взлетного веса упомянутого летательного аппарата на основе упомянутых первого и второго значений;
упомянутый каскад регистрации является предназначенным для регистрации первого и второго значений полетного веса (Weight(t1), Weight(t2), Weight(t3), …, Weight(ti), …, Weight(tn)) на основе:
- необходимой мощности (Power(t1), Power(t2), Power(t3), …, Power(ti), …, Power(tn)) висения в упомянутый первый и второй момент времени;
- третьих значений второй величины, связанной с давлением на высоте полета в упомянутые первый и второй момент времени;
- четвертых значений третьей величины, связанной с температурой на высоте полета в упомянутые первый и второй момент времени;
- пятых значений (n(t1), n(t2), …, n(ti), …, n(tn)) четвертой величины, связанной с частотой вращения двигателя упомянутого летательного аппарата в упомянутые первый и второй момент времени; и
- некоторого количества характеристических кривых, показывающих закономерность первого параметра, связанного с упомянутой необходимой мощностью висения, в зависимости от второго параметра, связанного с упомянутым полетным весом упомянутого летательного аппарата;
упомянутый первый параметр имеет значение:
где значения σ(ti) - упомянутые шестые значения, а n(ti) - упомянутые пятые значения; упомянутый второй параметр имеет значение:
упомянутый каскад регистрации является предназначенным для внесения поправки в упомянутые первое и второе значения упомянутого полетного веса в упомянутые первый и второй момент времени первым и вторым поправочными значениями (C(t1), C(t2), C(t3), …, C(ti), …, C(tn)) согласно формуле:
где W(t1), W(t2), … W(ti), …, W(tn) - упомянутые первое и второе значения;
упомянутые первое и второе поправочные значения содержат по меньшей мере одно первое слагаемое, связанное с расходом топлива упомянутого летательного аппарата вплоть до первого момента времени и второго момента времени;
упомянутый каскад расчета является предназначенным для расчета упомянутого взлетного веса согласно уравнению:
где ∆ - значение надежности.
9. Система по п. 8, отличающаяся тем, что содержит каскад сбора данных для получения полетных параметров упомянутого летательного аппарата;
упомянутый каскад расчета является предназначенным также для расчета взлетного веса на основе упомянутых полетных параметров;
упомянутая система дополнительно содержит каскад распознавания полетных условий, предназначенный для определения, на основе полученных полетных параметров, находится или нет упомянутый летательный аппарат в стабильном горизонтальном полете.
упомянутый каскад расчета является предназначенным также для расчета взлетного веса на основе упомянутых полетных параметров;
упомянутая система дополнительно содержит каскад распознавания полетных условий, предназначенный для определения, на основе полученных полетных параметров, находится или нет упомянутый летательный аппарат в стабильном горизонтальном полете.
10. Система по любому одному из пп. 8 или 9, отличающаяся тем, что упомянутый каскад расчета и/или упомянутый каскад регистрации являются наземными.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| EP10425366.1 | 2010-12-01 | ||
| EP10425366.1A EP2461142B1 (en) | 2010-12-01 | 2010-12-01 | Aircraft takeoff weight calculating method and system |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2011148891A RU2011148891A (ru) | 2013-06-10 |
| RU2593174C2 true RU2593174C2 (ru) | 2016-07-27 |
Family
ID=43661961
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011148891/11A RU2593174C2 (ru) | 2010-12-01 | 2011-11-30 | Способ и система расчета взлетного веса летательного аппарата |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8666698B2 (ru) |
| EP (1) | EP2461142B1 (ru) |
| JP (1) | JP5960419B2 (ru) |
| KR (1) | KR101818436B1 (ru) |
| CN (1) | CN102556362B (ru) |
| RU (1) | RU2593174C2 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2778700C1 (ru) * | 2021-10-29 | 2022-08-23 | Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Сибирский федеральный университет" | Динамический метод контроля общей массы летательного аппарата вертикального взлета |
Families Citing this family (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3031811A1 (fr) | 2015-01-15 | 2016-07-22 | Airbus Helicopters | Procede et dispositif de determination de la vitesse du vent a prendre en compte afin d'optimiser la masse au decollage d'un aeronef |
| FR3036789B1 (fr) * | 2015-05-29 | 2017-05-26 | Airbus Helicopters | Procede d'estimation de la masse instantanee d'un aeronef a voilure tournante |
| US10089634B2 (en) | 2015-10-27 | 2018-10-02 | C Kirk Nance | Method to recover non-recognized errors in aircraft weight determinations to increase weight and center of gravity limitations for regulated aircraft |
| CN105468849A (zh) * | 2015-11-26 | 2016-04-06 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种飞机重量控制方法 |
| US10337906B2 (en) * | 2017-01-25 | 2019-07-02 | The Boeing Company | System and method for determining a load capability |
| CN109918709A (zh) * | 2019-01-21 | 2019-06-21 | 中国南方航空股份有限公司 | 一种起飞性能分析方法、电子设备及存储介质 |
| DE102020210349A1 (de) | 2020-08-14 | 2022-02-17 | Volkswagen Aktiengesellschaft | Verfahren zum Betreiben eines vertikal startenden und landenden Luftfahrzeugs und vertikal startendes und landendes Luftfahrzeug |
| CN113704875B (zh) * | 2021-08-03 | 2023-07-21 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种随机起飞着陆重量情况下的起落架损伤评估方法 |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3469644A (en) * | 1968-02-29 | 1969-09-30 | Boeing Co | Weight indicating mechanism |
| US4490802A (en) * | 1981-12-21 | 1984-12-25 | Sperry Corporation | Takeoff weight computer apparatus for aircraft |
| US5229956A (en) * | 1991-03-06 | 1993-07-20 | United Technologies Corporation | Helicopter weight measurement |
Family Cites Families (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4494210A (en) * | 1981-12-21 | 1985-01-15 | Sperry Corporation | Enroute weight computer for aircraft |
| JPS60161532A (ja) * | 1984-02-01 | 1985-08-23 | Komatsu Ltd | 車両の積載重量の計測方法 |
| JPS6341295A (ja) * | 1986-08-04 | 1988-02-22 | Kobe Steel Ltd | 舶用プロペラ |
| JPH06221902A (ja) * | 1993-01-21 | 1994-08-12 | Komatsu Ltd | 車両の積載重量の計測装置 |
| JPH1016894A (ja) * | 1996-07-02 | 1998-01-20 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ヘリコプターの重量、余剰馬力指数の検出装置および検出方法 |
| RU2126762C1 (ru) * | 1997-09-15 | 1999-02-27 | Центральный научно-исследовательский институт им.акад.А.Н.Крылова | Судовая винторулевая колонка |
| US5987397A (en) * | 1998-03-13 | 1999-11-16 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Neural network system for estimation of helicopter gross weight and center of gravity location |
| RU2158905C1 (ru) * | 1999-03-31 | 2000-11-10 | Брылев Александр Иванович | Устройство для определения взлетной массы самолета |
| RU2196967C2 (ru) * | 2001-02-16 | 2003-01-20 | Брылев Александр Иванович | Устройство для определения взлетной массы самолета |
| US7296006B2 (en) * | 2002-11-25 | 2007-11-13 | Simmonds Precision Products, Inc. | Method of inferring rotorcraft gross weight |
| CN101634612B (zh) * | 2009-08-21 | 2011-01-05 | 北京航空航天大学 | 一种无人机久航飞行参数确定方法 |
-
2010
- 2010-12-01 EP EP10425366.1A patent/EP2461142B1/en active Active
-
2011
- 2011-11-30 RU RU2011148891/11A patent/RU2593174C2/ru active
- 2011-11-30 US US13/307,806 patent/US8666698B2/en active Active
- 2011-12-01 CN CN201110393900.3A patent/CN102556362B/zh active Active
- 2011-12-01 JP JP2011263646A patent/JP5960419B2/ja active Active
- 2011-12-01 KR KR1020110127695A patent/KR101818436B1/ko active IP Right Grant
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3469644A (en) * | 1968-02-29 | 1969-09-30 | Boeing Co | Weight indicating mechanism |
| US4490802A (en) * | 1981-12-21 | 1984-12-25 | Sperry Corporation | Takeoff weight computer apparatus for aircraft |
| US5229956A (en) * | 1991-03-06 | 1993-07-20 | United Technologies Corporation | Helicopter weight measurement |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2778700C1 (ru) * | 2021-10-29 | 2022-08-23 | Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Сибирский федеральный университет" | Динамический метод контроля общей массы летательного аппарата вертикального взлета |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2011148891A (ru) | 2013-06-10 |
| KR20120060760A (ko) | 2012-06-12 |
| JP5960419B2 (ja) | 2016-08-02 |
| US20120143485A1 (en) | 2012-06-07 |
| CN102556362B (zh) | 2015-10-28 |
| JP2012116471A (ja) | 2012-06-21 |
| EP2461142B1 (en) | 2015-08-19 |
| KR101818436B1 (ko) | 2018-01-15 |
| EP2461142A1 (en) | 2012-06-06 |
| US8666698B2 (en) | 2014-03-04 |
| CN102556362A (zh) | 2012-07-11 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2593174C2 (ru) | Способ и система расчета взлетного веса летательного аппарата | |
| RU2302359C2 (ru) | Способ и устройство для обнаружения ухудшения характеристик летательного аппарата | |
| EP2635874B1 (en) | Power safety instrument | |
| EP3032290B1 (en) | Method and system for forescating weather using atmospheric water content measured onboard an aircraft | |
| US9254910B2 (en) | Method and device for assisting the mission tracking of an aircraft | |
| US10545047B2 (en) | Method of estimating the instantaneous mass of a rotary wing aircraft | |
| EP3173882A1 (en) | Method of real-time oil consumption detection | |
| 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 | |
| CN109710961A (zh) | 一种基于gps数据的高空无人机升限数据处理方法 | |
| EP2535692B1 (en) | Fatigue management system | |
| US9938017B2 (en) | Enhancing engine performance to improve fuel consumption based on atmospheric rain conditions | |
| RU2631557C1 (ru) | Способ определения в полете изгибных напряжений на валу несущего винта вертолета с торсионной втулкой несущего винта | |
| US20120049002A1 (en) | Laminar flow monitor | |
| US8942867B2 (en) | Procedure and device for the determination of airspeeds of a rotorcraft in stationary flight and/or at low speeds | |
| KR101232053B1 (ko) | 기압 고도계 및 자체 항법 정보를 기초로 이를 설정하는 방법 | |
| Weishaeupl et al. | Experimental evaluation of the drag curves of small fixed wing UAVs | |
| Stuever et al. | Overview of the preparation and use of an OV-10 aircraft for wake vortex hazards flight experiments | |
| Bays et al. | Flight Test Evaluation and Aerodynamic Performance Modeling of a C-130H with an Advanced Propeller | |
| Matamoros Cid | Modelling flexible thrust performance for trajectory prediction applications in air traffic management | |
| Gubbels et al. | Handling qualities assessment of the effects of tail boom strakes on the Bell 412 helicopter | |
| Zeiler et al. | Preliminary results of BE-1900D operational flight loads data evaluation |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20200512 |
|
| PD4A | Correction of name of patent owner |