RU2611466C1 - Способ сигнализации приводнения и взлета с водной поверхности самолета-амфибии и устройство для его осуществления - Google Patents

Способ сигнализации приводнения и взлета с водной поверхности самолета-амфибии и устройство для его осуществления Download PDF

Info

Publication number
RU2611466C1
RU2611466C1 RU2015142335A RU2015142335A RU2611466C1 RU 2611466 C1 RU2611466 C1 RU 2611466C1 RU 2015142335 A RU2015142335 A RU 2015142335A RU 2015142335 A RU2015142335 A RU 2015142335A RU 2611466 C1 RU2611466 C1 RU 2611466C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
input
output
sensor
circuit
hydrostatic pressure
Prior art date
Application number
RU2015142335A
Other languages
English (en)
Inventor
Игорь Ильич Маркович
Юрий Владимирович Душенин
Александр Александрович Марьев
Юрий Борисович Долгошеев
Original Assignee
федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Южный федеральный университет"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Южный федеральный университет" filed Critical федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Южный федеральный университет"
Priority to RU2015142335A priority Critical patent/RU2611466C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2611466C1 publication Critical patent/RU2611466C1/ru

Links

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
    • B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
    • B64D45/02—Lightning protectors; Static dischargers
    • G—PHYSICS
    • G08—SIGNALLING
    • G08G—TRAFFIC CONTROL SYSTEMS
    • G08G5/00—Traffic control systems for aircraft, e.g. air-traffic control [ATC]
    • G08G5/02—Automatic approach or landing aids, i.e. systems in which flight data of incoming planes are processed to provide landing data

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Geophysics And Detection Of Objects (AREA)

Abstract

Группа изобретений относится к способу и устройству сигнализации приводнения и взлета с водной поверхности самолета-амфибии. Для сигнализации приводнения и взлета самолета-амфибии измеряют уровень вибрации и уровень гидростатического давления на корпус лодки самолета-амфибии, сравнивают измеренные величины с пороговыми значениями, контролируют выпуск шасси, принимают решение о приводнении при превышении значений пороговых уровней, а также при условии, что выпуск шасси не был произведен, в противном случае принимают решение о нахождении самолета-амфибии в воздушной среде. Устройство сигнализации приводнения и взлета самолета-амфибии содержит датчик вибраций, блок цифровой обработки сигналов, датчик гидростатического давления, датчик выпуска шасси. Блок цифровой обработки сигналов содержит цифровой полосовой фильтр, вычислитель среднеквадратичного отклонения, два пороговых устройства, схемы «ИЛИ», «И», «НЕ», цифровой фильтр нижних частот, вычислитель математического ожидания, соединенные определенным образом. Обеспечивается точность определения моментов касания и отрыва от водной поверхности самолета-амфибии. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Description

Изобретение относится к области гидроавиации, а именно к системам управления самолетов-амфибий (СА) и авиационному приборостроению. Предназначено для принятия решения о касании поверхности воды при посадке и об отрыве от водной поверхности при взлете СА на основании сигналов датчиков вибраций (ДВ), гидростатического давления (ДГД) и датчика выпуска шасси (ДВШ). Предполагается использование изобретения для индикации принятого решения, а также в составе автоматических систем управления посадкой на водную поверхность и взлетом с нее, приводящих в действие поверхности управления.
Известны близкие по назначению способы и устройства, направленные на автоматизацию управления движением летательных аппаратов с целью исключения разного рода нештатных ситуаций, связанных с отказами или с «человеческим фактором». Указанные способы и устройства, их реализующие, предполагают получение некоторых данных из внешней среды с последующей их обработкой и передачей результатов на индикатор или в контур управления движением летательного аппарата.
Устройством такого рода является «Система сигнализации о выпуске шасси при посадке», патент США №6927702 (МПК G08B 21/00) [1]. Описываемая в названном патенте система состоит из датчика выпуска шасси, устройства определения типа поверхности, на которую производится посадка, устройства принятия решения и устройства оповещения пилота.
Система способна на основе замера отражающих свойств поверхности под днищем самолета в оптическом диапазоне определять тип поверхности (вода/грунт) и осуществлять соответствующую индикацию пилоту.
Назначение системы - предотвращение ошибок пилотирования самолетом-амфибией (СА), при которых посадка на воду осуществляется с выпущенными шасси, или посадка на аэродром производится с убранными шасси. В то же время, указанная система не способна осуществлять автоматическое распознавание моментов касания СА водной поверхности или отрыва от нее.
Другим близким по назначению к заявляемому изобретению является устройство, описанное в патенте США №7350751 (МПК В64С 25/54) «Шасси с системой противодействия переворачиванию самолета при посадке на воду» [2]. Устройство состоит из датчика, определяющего наличие водной поверхности, решающего устройства и устройства блокировки выпуска шасси.
Работа заявленного в указанном патенте устройства основана на способе определения типа среды (водная, воздушная) на основе замера ее электропроводности. Однако такой способ не лишен существенных недостатков, которые могут приводить к неприемлемым ошибкам работы системы, например электропроводности пресной и морской воды существенно отличаются, и при неверном выборе порога электропроводности возможен пропуск момента касания пресной воды.
Также известным является устройство под названием «Емкостный датчик сверхмалых высот полета гидросамолета», описанный в патенте РФ №2196077 (МПК B64D 43/00, G01F 23/26) [3]. Устройство выполнено в виде конденсатора, одной обкладкой которого является крыло гидросамолета, второй - металлическая пластина, расположенная в заполненном диэлектриком отверстии на нижней поверхности крыла. На верхней поверхности выполнено второе отверстие, размер которого обеспечивает необходимое уменьшение величины емкости.
На основе указанного датчика возможна организация автоматического определения моментов отрыва СА от водной поверхности и касания ее при взлете и посадке на воду, т.к. емкость датчика при полете над водой на сверхмалых высотах отличается от емкости при полете на больших высотах.
Недостатком данного технического решения является то, что ряд условий внешней среды (например, влажность воздуха, соленость воды, обледенение) существенно влияют на показания емкостного датчика, что может приводить к недопустимым ошибкам и не позволяет достигнуть указанного ниже технического результата.
В качестве прототипа для заявляемого изобретения использовано решение, описанное в патенте РФ №2492121 (МПК B64D 45/04, G08G 5/02) «Способ сигнализации приводнения и взлета с водной поверхности самолета-амфибии» [4]. Указанный способ предполагает использование радиовысотомера и датчика вибраций корпуса лодки СА, которые подключают к блоку цифровой обработки сигналов.
Блок цифровой обработки является решающим устройством. Он выполняет расчет среднего за 0,25 с значения (математического ожидания) сигнала высотомера, а также среднего квадратического отклонения за 0,25 с сигнала датчика вибраций.
Результаты вычислений сравниваются с соответствующими пороговыми значениями для принятия решения о касании водной поверхности или об отрыве от нее.
После принятия решения приводятся в действие поверхности управления, и осуществляется соответствующая индикация для пилотов.
Важным недостатком прототипа является снижение безопасности эксплуатации СА, так как способ предполагает использование высотомера системы навигации, которая и обеспечивает безопасность полета. Следствием является сложность доступа к элементам системы навигации, в том числе радиовысотомеру, так как эта система находится под особым контролем.
Следующим существенным недостатком указанного известного способа является относительно высокая вероятность принятия ошибочных решений. В частности, существует возможность принятия ошибочного решения о приводнении при приземлении на аэродром, так как в этой ситуации показания высотомера и датчика вибраций близки к их показаниям при приводнении.
Также значимым недостатком прототипа является недостаточная точность моментов принятия решений о приводнении СА или отрыве его от водной поверхности. Указанный недостаток объясняется зависимостью показаний высотомера от переменных условий взлета или посадки: высоты волн, запаса топлива, массы полезной нагрузки и др. Изменение этих условий требует соответствующей подстройки пороговых уровней для обеспечения достаточной точности моментов принятия решения об отрыве от воды или приводнении. Такая подстройка не всегда возможна, так как априорные сведения об условиях посадки не всегда могут обладать достаточной для этого полнотой. Указанное обстоятельство предопределяет недостаточную точность моментов принятия решений о приводнении или отрыве от водной поверхности при использовании известного способа.
Перечисленные недостатки препятствуют использованию известных технических решений для работы в составе систем автоматического управления движением СА, предназначенных для приведения в действие поверхностей управления при обеспечении посадки на водную поверхность и при отрыве от нее при взлете, а также для индикации принятого решения.
В основу изобретения положена задача, заключающаяся в разработке способа сигнализации приводнения и взлета с водной поверхности СА и устройства для его реализации, лишенных вышеизложенных недостатков и обеспечивающих:
- повышение безопасности эксплуатации СА;
- снижение вероятности принятия ошибочных решений;
- повышение точности определения моментов касания и отрыва от водной поверхности при посадке и взлете СА.
Указанный технический результат достигается тем, что в заявляемом способе сигнализации приводнения и взлета с водной поверхности СА измеряют уровень вибраций корпуса лодки СА при помощи датчика вибраций (ДВ) и сравнивают его с пороговым значением. Способ отличается тем, что дополнительно измеряют уровень гидростатического давления на корпус лодки СА при помощи датчика гидростатического давления (ДГД) и сравнивают его с пороговым значением, а также контролируют выпуск шасси при помощи датчика выпуска шасси (ДВШ); при этом, если уровень вибраций корпуса превышает пороговый уровень вибраций или уровень гидростатического давления превышает пороговый уровень гидростатического давления, и при этом выпуск шасси СА не был произведен, то принимают решение о приводнении; иначе принимают решение о том, что CA находится в воздушной среде.
Способ сигнализации приводнения и взлета с водной поверхности СА осуществляется устройством, содержащим ДВ и блок цифровой обработки сигналов (БЦОС), отличается тем, что содержит датчик гидростатического давления (ДГД) и датчик выпуска шасси (ДВШ), при этом ДВ подключен к первому входу БЦОС, который является входом цифрового полосового фильтра (ЦПФ), выход которого подключен ко входу вычислителя среднеквадратического отклонения (ВСКО), выход которого подключен ко входу первого порогового устройства (ПУ), выход которого подключен к первому входу схемы «ИЛИ»; ДГД подключен ко второму входу БЦОС, который является входом цифрового фильтра нижних частот (ЦФНЧ), выход которого подключен ко входу вычислителя математического ожидания (ВМО), выход которого подключен ко входу второго ПУ, выход которого подключен ко второму входу схемы «ИЛИ»; выход схемы «ИЛИ» подключен к первому входу схемы «И»; ДВШ подключен к третьему входу БЦОС, который является входом схемы «НЕ», выход которой подключен ко второму входу схемы «И», а выход схемы «И» является выходом устройства.
В частном случае реализации способа ДВ и ДГД на своих выходах формируют цифровые сигналы, а ДВШ на выходе формирует логический сигнал, который принимает значение «1», если шасси выпущено, и «0», если шасси убрано.
Сущность изобретения поясняется фигурами чертежей.
Сущность заявляемого способа поясняет фиг. 1. Сигнал x1(nT) с выхода ДВ 1 подается на первый вход БЦОС 4, сигнал x2(nT) с выхода ДГД 2 подается на второй вход БЦОС 4, сигнал x3(nT) с выхода ДВШ 3 подается на третий вход БЦОС 4; при этом БЦОС 4 осуществляет преобразования входных сигналов, описанные ниже, и формирование сигнала «Приводнение», который может быть использован для индикации, а также подан на вход системы автоматического управления движением СА.
Сигнал x1(nT) от ДВ 1 в БЦОС 4 фильтруется цифровым фильтром, согласованным по полосе частот, и вычисляется оценка среднеквадратического отклонения (СКО) в скользящем окне в соответствии с выражением
Figure 00000001
где n=0, 1, 2, … - индекс текущего отсчета времени;
K1 - длина скользящего окна;
Figure 00000002
- оценка математического ожидания сигнала в скользящем окне.
Сигнал x2(nT) от ДГД 2 в БЦОС 4 фильтруется цифровым фильтром, согласованным по полосе частот, и вычисляется оценка математического ожидания (МО) в скользящем окне в соответствии с выражением
Figure 00000003
где n=0, 1, 2, …;
K2 - длина скользящего окна.
Найденные значения y1,СКО(nT), y2,MO(nT) в БЦОС 4 сравниваются с заранее установленными пороговыми значениями h1, h2 соответственно. Если y1,СКО(nT)>h1 или y2,МО(nT)>h2, и при этом сигнал датчика выпуска шасси x3(nT) принимает логическое значение «1», то вырабатывается сигнал «Приводнение».
С выхода БЦОС 4 сигнал «Приводнение» подается на устройство индикации и/или на вход устройства автоматического управления движением СА.
Структуру устройства, реализующего заявленный метод, поясняет фиг. 2.
Работа устройства заключается в следующем. Сигнал x1(nT) от ДВ 1 подается на ЦПФ 4, согласованный по полосе со спектром гидродинамических воздействий на днище лодки СА при касании воды и глиссировании. Сигнал y1Ф(nT) с выхода ЦПФ 4 подается на ВСКО 6 в скользящем окне в соответствии с выражением (1). Сигнал y1СКО(nT), представляющий собой последовательность мгновенных значений СКО в скользящем окне, подается на ПУ 8, которое формирует на выходе логический сигнал y1>h1(nT), который принимает значение «1», если y1CKO(nT) превышает заранее установленный порог h1, или «0», если y1СКО(nT) не превышает h1. Сигнал y1>h1(nT) подается на первый вход схемы «ИЛИ».
Сигнал x2(nT) от ДГД 2 подается на ЦФНЧ 5, согласованный по полосе со спектром гидростатических воздействий на днище лодки СА при переходе из воздушной среды в водную или обратно. Сигнал y2Ф(nT) с выхода ЦФНЧ 5 подается на ВМО 7 в соответствии с выражением (2). Сигнал y2MO(nT), представляющий собой последовательность мгновенных значений МО в скользящем окне, подается на ПУ 9, которое формирует на выходе логический сигнал y2>h2(nT), который принимает значение «1», если y2CK3(nT) превышает заранее установленный порог h2, или «0», если y2CKO(nT) не превышает h2. Сигнал y2>h2(nT) подается на второй вход схемы «ИЛИ».
На выходе схемы «ИЛИ» формируется сигнал y1>h1(nT) V y2>h2(nT), который подается на первый вход схемы «И».
Сигнал x3(nT) от ДВШ 3 подается на вход схемы «НЕ» 11, которая инвертирует его. Инвертированный сигнал
Figure 00000004
подается на второй вход схемы «И».
На выходе схемы «И» формируется сигнал П(nT) «Приводнение»:
Figure 00000005
.
В частном случае реализации устройства ВСКО производит вычисление СКО сигнала в окне длиной 0,25 с, а ВМО вычисляет МО сигнала в окне 0,25 с.
Все использованные математические и логические операции являются известными, однако их взаимосвязь и предложенная последовательность выполнения позволяют добиться нового технического результата.
Преимущество изобретения состоит в том, что предлагаемый способ сигнализации приводнения и взлета с водной поверхности СА и устройство для его реализации обеспечивают повышение безопасности эксплуатации СА, снижение вероятности принятия ошибочных решений и повышение точности определения моментов касания и отрыва от водной поверхности при посадке и взлете СА.
Источники информации
1. Пат. 6927702 США, МПК G08B 21/00. Landing Gear Warning System / Robert D. Wiplinger; заявлено 11.06.2003; опубл. 9.08.2005.
2. Пат. 7350751 США, МПК В64С 25/54. Anti-Flip Landing Gear for Aircraft / Thomas Hawkins; заявлено 7.04.2006; опубл. 1.04.2008.
3. Пат. 2196077 Рос. Федерация, МПК B64D 43/00, G01F 23/26. Емкостный датчик сверхмалых высот полета гидросамолета / Мушенко А.С., Самоделкова В.В., Мушенко А.С., Калюжный Г.Г., Явкин А.В., Лобач В.Т., Долбня Л.А.; заявлено 17.01.2001; опубл. 10.01.2003.
4. Пат. 2492121 Рос. Федерация, МПК B64D 45/04, G08G 5/02. Способ сигнализации приводнения и взлета с водной поверхности самолета-амфибии / Маркович И.И., Грецов А.В., Макарчук А.В.; заявлено 2.12.2011; опубл. 10.09.2013.

Claims (2)

1. Способ сигнализации приводнения и взлета с водной поверхности самолета-амфибии, заключающийся в том, что измеряют уровень вибраций корпуса лодки самолета-амфибии при помощи датчика вибраций и сравнивают его с пороговым значением, и отличающийся тем, что также измеряют уровень гидростатического давления на корпус лодки самолета-амфибии при помощи датчика гидростатического давления и сравнивают его с пороговым значением, а также контролируют выпуск шасси при помощи датчика выпуска шасси; при этом, если уровень вибраций корпуса превышает пороговый уровень вибраций или уровень гидростатического давления превышает пороговый уровень гидростатического давления, и при этом выпуск шасси самолета-амфибии не был произведен, то принимают решение о приводнении; иначе принимают решение о том, что лодка самолета-амфибии находится в воздушной среде.
2. Устройство сигнализации приводнения и взлета с водной поверхности самолета-амфибии, предназначенное для осуществления способа по п. 1, содержащее датчик вибраций и блок цифровой обработки сигналов, отличается тем, что содержит датчик гидростатического давления и датчик выпуска шасси, при этом датчик вибраций подключен к первому входу блока цифровой обработки сигналов, который является входом цифрового полосового фильтра, выход которого подключен ко входу вычислителя среднеквадратического отклонения, выход которого подключен ко входу первого порогового устройства, выход которого подключен к первому входу схемы «ИЛИ»; датчик гидростатического давления подключен ко второму входу блока цифровой обработки сигналов, который является входом цифрового фильтра нижних частот, выход которого подключен ко входу вычислителя математического ожидания, выход которого подключен ко входу второго порогового устройства, выход которого подключен ко второму входу схемы «ИЛИ»; выход схемы «ИЛИ» подключен к первому входу схемы «И»; датчик выпуска шасси подключен к третьему входу БЦОС, который является входом схемы «НЕ», выход которой подключен ко второму входу схемы «И», а выход схемы «И» является выходом устройства.
RU2015142335A 2015-10-05 2015-10-05 Способ сигнализации приводнения и взлета с водной поверхности самолета-амфибии и устройство для его осуществления RU2611466C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015142335A RU2611466C1 (ru) 2015-10-05 2015-10-05 Способ сигнализации приводнения и взлета с водной поверхности самолета-амфибии и устройство для его осуществления

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015142335A RU2611466C1 (ru) 2015-10-05 2015-10-05 Способ сигнализации приводнения и взлета с водной поверхности самолета-амфибии и устройство для его осуществления

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2611466C1 true RU2611466C1 (ru) 2017-02-22

Family

ID=58458971

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015142335A RU2611466C1 (ru) 2015-10-05 2015-10-05 Способ сигнализации приводнения и взлета с водной поверхности самолета-амфибии и устройство для его осуществления

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2611466C1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110001972A (zh) * 2019-05-17 2019-07-12 南京信息工程大学 无人机落水应急处理系统

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2154596C2 (ru) * 1998-06-30 2000-08-20 Открытое акционерное общество Таганрогский авиационный научно-технический комплекс им. Г.М.Бериева Способ звуковой индикации параметров предпосадочного снижения гидросамолета или самолета для обеспечения посадки в условиях плохой видимости
RU2183010C2 (ru) * 1999-07-27 2002-05-27 Открытое акционерное общество Таганрогский авиационный научно-технический комплекс им. Г.М. Бериева Способ измерения сверхмалой высоты полета самолета, преимущественно гидросамолета, над водной поверхностью и параметров морского волнения
US20030011493A1 (en) * 2001-06-11 2003-01-16 Wiplinger Robert D. Landing gear warning system
RU2492121C2 (ru) * 2011-12-02 2013-09-10 Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего профессионального образования "ЮЖНЫЙ ФЕДЕРАЛЬНЫЙ УНИВЕРСИТЕТ" Способ сигнализации приводнения и взлета с водной поверхности самолета-амфибии
US20150274317A1 (en) * 2014-03-31 2015-10-01 Suokas Avionics Oy Safety arrangement for aircraft and method for determining type of the landing surface for an aircraft

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2154596C2 (ru) * 1998-06-30 2000-08-20 Открытое акционерное общество Таганрогский авиационный научно-технический комплекс им. Г.М.Бериева Способ звуковой индикации параметров предпосадочного снижения гидросамолета или самолета для обеспечения посадки в условиях плохой видимости
RU2183010C2 (ru) * 1999-07-27 2002-05-27 Открытое акционерное общество Таганрогский авиационный научно-технический комплекс им. Г.М. Бериева Способ измерения сверхмалой высоты полета самолета, преимущественно гидросамолета, над водной поверхностью и параметров морского волнения
US20030011493A1 (en) * 2001-06-11 2003-01-16 Wiplinger Robert D. Landing gear warning system
RU2492121C2 (ru) * 2011-12-02 2013-09-10 Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего профессионального образования "ЮЖНЫЙ ФЕДЕРАЛЬНЫЙ УНИВЕРСИТЕТ" Способ сигнализации приводнения и взлета с водной поверхности самолета-амфибии
US20150274317A1 (en) * 2014-03-31 2015-10-01 Suokas Avionics Oy Safety arrangement for aircraft and method for determining type of the landing surface for an aircraft

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110001972A (zh) * 2019-05-17 2019-07-12 南京信息工程大学 无人机落水应急处理系统

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9691288B2 (en) System and method for sending in-flight weather alerts
RU2402800C2 (ru) Способ и система для прогнозирования возможности полной остановки летательного аппарата на посадочной полосе
AU2015200083B2 (en) Landing alerts for preventing runway excursions
JP6993147B2 (ja) 低周波計器着陸システムのローカライザ・アノマリ検出による飛行制御システムおよびその利用方法
US11472563B2 (en) Method for detecting freezing conditions for an aircraft by supervised automatic learning
US20200079511A1 (en) Ice detection systems for aircraft and related methods
SE452300B (sv) Markvarnande system for flygplan
US20100305784A1 (en) Embedded Ground Proximity Warning System for Helicopters
CN104670666A (zh) 一种飞机着陆姿态警告系统及警告控制方法
US20170166323A1 (en) Dynamic Detection of Landing Gear Deployment
RU2611466C1 (ru) Способ сигнализации приводнения и взлета с водной поверхности самолета-амфибии и устройство для его осуществления
CN102295075B (zh) 对航空器执行的方法和在航空器上的系统
US10843810B2 (en) Method and a system for anticipating the entry of a rotorcraft into a vortex domain
CN107416204B (zh) 一种监测冰情要素的无人机
US20190137537A1 (en) Aerometric method and device (system) for measuring aircraft spatial position, yaw and lateral velocity
FR2553506A1 (fr) Systeme d'avertissement de perte d'altitude excessive apres decollage pour un aeronef a voilure tournante
US20190300183A1 (en) Detection of icy conditions for an aircraft through analysis of electric current consumption
CN102837824A (zh) 一种水上飞行航行器的着水控制装置及其方法
CN111311968A (zh) 一种直升机近地告警方法和装置
KR20130115563A (ko) 에어포일 임계 결빙형상을 결정하는 방법
Lina et al. Ground measurements of airplane shock-wave noise at Mach numbers to 2.0 and at altitudes to 60,000 feet
RU42909U1 (ru) Устройство для формирования сигнала оповещения пилота воздушного судна о проверке барометрического высотомера
RU2492121C2 (ru) Способ сигнализации приводнения и взлета с водной поверхности самолета-амфибии
Johnson et al. Development of a category 2 approach system model
RU58763U1 (ru) Устройство для формирования сигнала оповещения пилота воздушного судна об опасной скорости снижения