09.08.2018
218.016.7978

Способ определения координат центра масс самолета

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
№ охранного документа
0002663303
Дата охранного документа
03.08.2018
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: Изобретение относится к области аэрокосмической техники и может быть использовано для определения координат центра масс самолета в полете. При реализации способа выполняют измерения и вычисления, являющиеся исходными данными. В процессе выполнения заданных режимов полета измеряют продольную и нормальную перегрузку, остатки топлива в каждом топливном баке самолета, по значению отношения продольной и нормальной перегрузок вычисляют угол наклона свободной поверхности топлива в топливных баках самолета относительно строительной горизонтали фюзеляжа. По вычисленным углам наклона свободной поверхности топлива и измеренным значениям остатков топлива в топливных баках, используя тарировочную зависимость координат центров масс топлива в баках от значений остатков топлива в баках и значений угла наклона свободной поверхности топлива в баках, а также при известных значениях массы самолета и координат центра масс самолета при нулевом остатке топлива (масса самолета без топлива), вычисляют значения координат центра масс самолета в любой момент времени полета. Технический результат заключается в повышении точности вычисления координат центра масс самолета в любой момент времени полета.
Реферат Свернуть Развернуть

Изобретение относится к области аэрокосмической техники и может быть использовано для определения координат центра масс самолета в полете.

Положение центра масс самолета является важным фактором, влияющим на летно-технические характеристики самолета. Взаимное расположение центра масс и фокуса самолета определяет статическую устойчивость самолета. Изменение положения центра масс (центровки) самолета приводит к изменению его характеристик устойчивости и управляемости, что оказывает влияние на летно-технические характеристики самолета, включая потребление топлива.

Значения координат центра масс самолета учитываются при определении характеристики устойчивости и управляемости, построении и пересчете балансировочных зависимостей, идентификации значений коэффициентов и производных коэффициентов аэродинамического момента тангажа самолета.

Из условий сохранения управляемости и устойчивости устанавливаются допустимые пределы изменений центровок: предельно передняя хпп, предельно задняя хПЗ,

xПП≤хДОП≤хПЗ

Значения предельных центровок для каждого типа самолетов приводятся в технических описаниях самолетов и в инструкциях по их эксплуатации и оказывают влияние на управляемость и устойчивость самолета в полете.

На современном самолете масса топлива может составлять до 50% взлетной массы самолета. В процессе полета самолета происходит выработка топлива, находящегося в топливных баках, которые расположены в разных частях самолета (фюзеляже, крыле, вертикальном и горизонтальном оперении), кроме того, самолет может быть оборудован подвесными топливными баками, в результате чего изменяется масса самолета и положение его центра масс. Ввиду сложной геометрии топливных баков, при изменении значений угла ϑТ наклона свободной поверхности топлива в баках относительно строительной горизонтали фюзеляжа (СГФ) самолета координаты центра тяжести самолета изменяются даже в случае постоянных значений остатков топлива в баках.

Известен расчетный способ, заключающийся в определении координат центра масс самолета на основании чертежей [В.С. Ведров, М.А.Тайц, «Летные испытания самолетов», Москва, 1951, с. 34…38]. С этой целью используют формулы механики (Ю.И. Снешко «Исследования в полете устойчивости и управляемости самолета», Москва, Машиностроение, 1971, с. 156-158):

где Xt, Yt - координаты центра масс самолета относительно произвольно выбранной системы осей, м;

Gi - масса отдельных частей, агрегатов и оборудования самолета, кг;

G - суммарная масса самолета, кг;

xi, yi - координаты центров масс частей и агрегатов, м.

Недостаток данного способа заключается в том, что он применим только на первоначальном этапе создания и сборки самолета для проверки компоновки его основных частей. Необходимо иметь чертежи самолета и ведомость веса частей и агрегатов, а также знать положение их центров масс на самолете.

Известен способ определения координат центра масс самолета посредством его взвешивания [М.Г. Котик, Л.В. Павлов, И.М. Пашковский, Н.Г. Щитаев, «Летные испытания самолетов», Машиностроение, Москва, 1968, с. 16…19]. Центровка после взвешивания определяется по формуле двухопорной балки.

Недостаток данного способа заключается в том, что он не учитывает фактически реализуемый в полете порядок выработки топлива из баков, который может отличаться от заданного порядка выработки. Кроме того, при неполных баках положения центров масс топлива в баках зависят от угла наклона свободной поверхности топлива в баках.

Наиболее близким аналогом является способ определения координат центра масс самолета с использованием центровочных зависимостей для заданного программного порядка выработки топлива в баках [«Справочник авиационного инженера», Москва, Транспорт, 1973 г., стр. 67-71]. Центровочные зависимости - это зависимости координат центра масс самолета от суммарного остатка топлива, представляемые в графической или табличной форме. Такие зависимости получают расчетным путем и проверяют экспериментально в процессе так называемых «проливок», когда самолет устанавливают на весы и регистрируют показания весов в процессе слива топлива в соответствии с программным порядком выработки топлива в баках.

В качестве недостатков ближайшего аналога можно указать следующее:

- определяется зависимость координат центра тяжести самолета от суммарного остатка топлива, соответствующая заданному программному порядку выработки топлива в баках, которая может отличаться от фактически реализуемого распределения топлива по бакам;

- не учитывается зависимость положения центра тяжести от наклона поверхности топлива в баках, связанного с изменением вектора суммарной перегрузки, действующей на самолет в полете.

Технический результат, на достижение которого направлено изобретение, заключается в повышении точности вычисления координат центра масс самолета в любой момент времени полета.

Указанный технический результат достигается тем, что с помощью датчиков, установленных на самолете, измеряют в полете продольную и нормальную перегрузку самолета и датчиков, установленных в топливной системе, измеряют значения остатков топлива в каждом топливном баке самолета и, используя тарировочную зависимость координат центров масс топлива в баках от значений остатков топлива в баках и значений угла наклона свободной поверхности топлива в баках относительно СГФ, вычисляют значение координат центра масс самолета в любой момент времени полета.

Способ определения координат центра масс самолета заключается в следующем.

Для вычисления центра масс самолета учитывают дополнительное изменение координат центра масс, возникающее вследствие действия факторов, влияющих на положение центра масс самолета, для чего выполняют следующие измерения и вычисления, являющиеся исходными данными:

- в процессе выполнения заданных режимов полета измеряют:

- продольную nх и нормальную nу перегрузку,

- остатки топлива GtBk в каждом топливном баке самолета;

- по значению отношения продольной и нормальной перегрузок вычисляют угол наклона свободной поверхности топлива в топливных баках самолета ϑТ=arctan{nх/nу) относительно СГФ;

- по вычисленным углам наклона свободной поверхности топлива и измеренным значениям остатков топлива в топливных баках, используя тарировочную зависимость координат центров масс топлива в баках от значений остатков топлива в баках и значений угла наклона свободной поверхности топлива в баках, а также при известных значениях массы самолета и координат центра масс самолета при нулевом остатке топлива (масса самолета без топлива), вычисляют значения координат Xt(t) и Yt(t) центра масс самолета в любой момент времени полета

где k - номер топливного бака, k изменяется от 1 до kВ;

kВ - количество баков;

XtBk(t) - значения координаты X центра масс бака номер k, k изменяется от 1 до kВ;

YtBk(t) - значения координаты Y центра масс бака номер k, k изменяется от 1 до kВ;

GtBk(t) - значения остатков топлива в баках в момент времени t [кг];

XtBGt=0, YtBGt=0 - значения координат центра масс самолета при нулевом остатке топлива [м];

GtBсам_gt=0 - масса самолета при нулевом остатке топлива [кг] (масса пустого самолета).

Тарировочные зависимости координат центров масс топлива в баках от значений остатков топлива в баках и значений угла ϑT наклона свободной поверхности топлива в баках относительно СГФ (при горизонтальном полете с постоянной скоростью без крена или при стоянке на земле без крена угол наклона ϑТ соответствуют углу тангажа самолета), полученные расчетным путем или иным способом, определяются с использованием kВ зависимостей:

XtBk=ƒ _ XtBk __ tarir{GtBk, ϑT)

YtBk=ƒ _ YtBk _ tarir{GtBk, ϑT),

где k - номер топливного бака, k изменяется от 1 до kВ;

kВ - количество баков;

ϑT - угол наклона свободной поверхности топлива в баках относительно (СГФ), градусы;

GtBk - значения остатков топлива в баке номер k [кг];

XtBk, YtBk - значения координаты центра масс бака номер k [м].

Угол наклона свободной поверхности топлива в баках при небольших значениях поперечной перегрузки nz и при постоянных (медленно меняющихся) значениях отношения продольной и нормальной перегрузок, вычисляется по формуле:

ϑT=arctan(nx/nу).

Тарировочные зависимости координат центра масс топлива в баке от значений остатков топлива в баках и значений угла ϑT реализуются в виде функций и программируются, для вычисления массивов значений координат центров масс всех kВ баков на основе массива значений остатков топлива в баках и значения угла ϑT.

Точность вычисления значений координат центра масс самолета повышена за счет учета факторов, влияющих на положение центра масс самолета, для этого выполняются:

- измерение продольной nх и нормальной nу перегрузок и остатка топлива GtBk в каждом топливном баке самолета в процессе выполнения режимов полета;

- вычисление угла наклона свободной поверхности топлива в топливных баках самолета ϑT=arctan(nх/nу) относительно СГФ по значению отношения продольной и нормальной перегрузок.


Способ определения координат центра масс самолета
Способ определения координат центра масс самолета
Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 1-10 из 18.
27.07.2015
№216.013.66d4

Способ обогрева лобового стекла летательного аппарата (варианты)

Изобретение относится к способам предотвращения обледенения и запотевания стекла кабины. При способе обогрева лобового стекла летательного аппарата устанавливают три температурных датчика на лобовом стекле и датчик положения шасси, передают в вычислитель показания датчика шасси и любых двух...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002557877
Дата охранного документа: 27.07.2015
20.01.2016
№216.013.9fa7

Теплообменный модуль системы кондиционирования воздуха самолета

Теплообменный модуль системы кондиционирования воздуха самолета содержит воздухо-воздушный теплообменник, соединенный трубопроводами на входе с запорно-регулирующим устройством и с одной из ступеней компрессора высокого давления в двигателе, а на выходе соединенный трубопроводом с системой...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002572513
Дата охранного документа: 20.01.2016
25.08.2017
№217.015.b7aa

Грузовой отсек самолета

Изобретение относится к размещению грузов на многорежимных самолетах. Грузовой отсек самолета представляет собой нишу, выполненную в зоне стыка наплыва фюзеляжа с консолью крыла (3). В нише грузового отсека закреплено выводное пусковое устройство (4) груза (5). В нижней части ниша грузового...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002614871
Дата охранного документа: 30.03.2017
26.08.2017
№217.015.d5f5

Воздухозаборник самолета

Изобретение относится к летательным аппаратам. В воздушном канале (1) воздухозаборника самолета установлена противорадиолокационная решетка (6) под углом γ, составляющим от 30 до 90° относительно продольной оси канала. Воздушный канал (1) ограничен стенками воздухозаборника, а также подвижными...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002623031
Дата охранного документа: 21.06.2017
26.08.2017
№217.015.d9b3

Приводной центробежный суфлёр газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и, в частности, к элементам системы суфлирования авиационного газотурбинного двигателя (ГТД) и может быть использовано в качестве суфлера-сепаратора, воздухоотделителя в других устройствах для отделения жидкости от газожидкостной...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002623672
Дата охранного документа: 28.06.2017
19.01.2018
№218.016.0235

Многофункциональный одноместный самолет с комплексной системой управления

Самолет содержит фюзеляж, крыло, оперение, шасси, силовую установку, комплексную систему управления. Комплексная система управления содержит вычислительный блок, приводы рулевых поверхностей и поворотных сопел силовой установки, датчики движения самолета, внутреннюю и внешнюю мультиплексные...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002630030
Дата охранного документа: 05.09.2017
19.01.2018
№218.016.0bcd

Стенд комплексирования информационно-управляющих систем многофункциональных летательных аппаратов

Стенд для комплексирования информационно-управляющих систем многофункциональных летательных аппаратов содержит управляющую аппаратуру, включающую инструментальную машину частных моделей и инструментальную машину регистрации параметрической информации, автоматизированное рабочее место...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002632546
Дата охранного документа: 05.10.2017
19.01.2018
№218.016.0be6

Летательный аппарат

Изобретение относится к авиации. Самолет содержит крыло, фюзеляж, в хвостовой части которого установлено цельноповоротное вертикальное оперение (ЦПВО), выполненное в виде двух поворотных консолей с возможностью их синфазного и дифференциального поворотов, силовую установку. Консоли ЦПВО...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002632550
Дата охранного документа: 05.10.2017
09.06.2018
№218.016.5fac

Устройство для проверки работоспособности ограничительных диодов

Устройство для проверки работоспособности ограничительных диодов содержит накопительный конденсатор, зарядный ключ, высоковольтный блок, блок имитации входных-выходных цепей, блок калибровки, мультиметр, кабель-вставку с испытуемыми ограничительными диодами, блок коммутации, осциллограф, ключ...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002656784
Дата охранного документа: 06.06.2018
09.08.2018
№218.016.79c2

Способ формообразования деталей обтяжкой по пуансону

Изобретение относится к области обработки металлов давлением, а именно к формообразованию деталей, типа обшивок, обтяжкой по пуансону. На пуансон укладывают лист пленочного материала с нанесенной на обе стороны смазкой и обтягивают его до полного прилегания. Слой пленочного материала с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002663016
Дата охранного документа: 01.08.2018
Показаны записи 1-6 из 6.
20.09.2013
№216.012.6cfa

Способ диагностики входного устройства силовой установки самолета

Изобретение относится к авиации и может быть применено для диагностики входных устройств силовых установок с использованием вейвлет-анализа. Способ заключается в регистрации физических параметров с помощью датчиков, преобразовании данных в вейвлет-коэффициенты и последующем анализе. Пульсации...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002493549
Дата охранного документа: 20.09.2013
10.01.2014
№216.012.9566

Способ определения запаса устойчивости входного устройства газотурбинного двигателя

Изобретение относится к авиации и может быть применено для определения запаса устойчивости входного устройства газотурбинных двигателей. При постоянной частоте вращения ротора двигателя при перемещении органа механизации воздухозаборника определяют программное и фактическое положения органа...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002503940
Дата охранного документа: 10.01.2014
20.11.2014
№216.013.0894

Способ определения достаточности охлаждения масла в турбореактивном двигателе

Изобретение относится к авиации и может быть использовано при испытаниях самолетов с турбореактивными двигателями с топливо-масляными теплообменниками (ТМТ) для определения достаточности охлаждения масла в расчетных температурных условиях. Способ заключается в том, что выполняют полет на...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002533597
Дата охранного документа: 20.11.2014
10.04.2019
№219.017.0a1c

Способ определения аэродинамических характеристик воздушных судов

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, а именно к способам определения аэродинамических характеристик воздушных судов. Способ включает исследование модели воздушного судна (ВС) в аэродинамической трубе и проведение летных испытаний. В качестве наблюдаемых параметров...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002460982
Дата охранного документа: 10.09.2012
19.06.2019
№219.017.872a

Способ определения запаса газодинамической устойчивости газотурбинного двигателя

Изобретение относится к авиации и предназначено для испытаний самолетов с газотурбинными двигателями на любых режимах. Способ заключается в том, что измеряют высоту полета и число Маха и на входе в двигатель - матрицу поля полных давлений воздушного потока и матрицу пульсаций полного давления,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002352913
Дата охранного документа: 20.04.2009
12.09.2019
№219.017.ca22

Способ определения достаточности охлаждения масла в турбореактивном двигателе

Изобретение относится к авиации и может быть использовано при испытаниях самолетов с турбореактивными двигателями, для определения достаточности охлаждения масла в расчетных температурных условиях. Способ заключается в том, что выполняют полет на выбранном режиме, в процессе полета измеряют...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002699869
Дата охранного документа: 11.09.2019

Похожие РИД в системе