устройство для определения взлетной массы самолета

Формула изобретения

Устройство измерения взлетной массы самолета, отличающееся тем, что оно дополнительно включает в себя датчик отрыва от ВПП, при этом выход пульта связан с первым входом вычислителя, первый выход измерителя воздушных сигналов соединен со вторым входом вычислителя, второй выход измерителя воздушных сигналов связан с третьим входом вычислителя, третий выход измерителя воздушных сигналов соединен с измерителем параметров силовых установок, а выход измерителя параметров силовых установок соединен с четвертым входом вычислителя, выход измерителя угла тангажа соединен с пятым входом вычислителя, а выход измерителя угла атаки соединен с первым входом запоминающего устройства, выход измерителя положения механизации крыла соединен со вторым входом запоминающего устройства, выход измерителя положения поверхностей управления соединен с третьим входом запоминающего устройства, выход сигнализатора отрыва от ВПП соединен со вторым входом логического устройства, при этом выход запоминающего устройства соединен с шестым входом вычислителя, а выход вычислителя соединен с первым входом логического устройства, при этом выход логического устройства соединен с входами индикатора и регистратора.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области систем управления, более конкретно к устройствам определения взлетной массы самолета.

Известно устройство для определения взлетной массы самолета (патент РФ 2158905), содержащее (фиг.1) измеритель воздушных сигналов, измеритель параметров силовых установок, измеритель положения механизации крыла, измеритель положения поверхностей управления и вычислитель. При этом выход пульта ввода параметров связан с первым входом вычислителя, первый выход измерителя воздушных сигналов соединен с входом первого запоминающего устройства и с третьим входом первого логического устройства, второй выход измерителя воздушных сигналов связан со вторым входом вычислителя, третий выход измерителя воздушных сигналов соединен с измерителем параметров силовых установок, выход которого соединен с третьим входом вычислителя, выход измерителя положения механизации крыла соединен с первым входом второго запоминающего устройства, выход измерителя положения поверхностей управления соединен со вторым входом второго запоминающего устройства, причем выход измерителя угла тангажа соединен с первым входом первого логического устройства, а выход измерителя угла атаки соединен со вторым входом первого логического устройства, выход которого соединен с третьим входом второго запоминающего устройства, выход которого соединен с четвертым входом вычислителя, при этом выход вычислителя соединен с входом третьего запоминающего устройства, выход первого запоминающего устройства связан с первым входом сумматора, а выход третьего запоминающего устройства соединен со вторым входом сумматора, выход которого соединен с первым входом второго логического устройства и входом четвертого запоминающего устройства, выход которого соединен со вторым входом второго логического устройства, а выход последнего соединен с входами индикатора и регистратора.

Недостатками указанного устройства являются:

- отсутствие в составе устройства датчика для определения коэффициента трения качения взлетно-посадочной полосы (ВПП), вследствие чего необходимо вводить этот коэффициент вручную по информации от внешних измерителей;

- широкий диапазон изменения коэффициента трения качения по длине ВПП из-за неравномерности состояния ее поверхности;

- необходимость запоминания в процессе разбега большого объема информации о параметрах движения самолета и параметрах функционирования его систем.

Следствием указанных выше недостатков является пониженная точность и высокая стоимость измерений массы самолета данным устройством.

Техническим результатом изобретения является повышение точности определения массы самолета более дешевыми средствами.

Указанный технический результат достигается тем, что оно дополнительно включает в себя датчик отрыва от ВПП. При этом (фиг.2) выход пульта связан с первым входом вычислителя, первый выход измерителя воздушных сигналов соединен со вторым входом вычислителя, второй выход измерителя воздушных сигналов связан с третьим входом вычислителя, третий выход измерителя воздушных сигналов соединен с измерителем параметров силовых установок, а выход измерителя параметров силовых установок соединен с четвертым входом вычислителя, выход измерителя угла тангажа соединен с пятым входом вычислителя, а выход измерителя угла атаки соединен с первым входом запоминающего устройства, выход измерителя положения механизации крыла соединен со вторым входом запоминающего устройства, выход измерителя положения поверхностей управления соединен с третьим входом запоминающего устройства, выход сигнализатора отрыва от ВПП соединен со вторым входом логического устройства, при этом выход запоминающего устройства соединен с шестым входом вычислителя, а выход вычислителя соединен с первым входом логического устройства, при этом выход логического устройства соединен с входами индикатора и регистратора.

Заявляемое техническое решение содержит новую совокупность существенных признаков в отличительной части патентной формулы:

- в устройство дополнительно включен сигнализатор отрыва от взлетно-посадочной полосы;

- изменено подключение составных элементов устройства.

Предлагаемое техническое решение соответствует критерию "промышленная применимость". Данное устройство может применяться в авиакомпаниях и экипажами воздушных судов для определения взлетной массы и контроля соответствия техники пилотирования эксплуатационным ограничениям.

Материалы заявки содержат достаточное и необходимое количество сведений, которые с полной ясностью раскрывают возможность реализации изобретения.

Физическая сущность предлагаемого технического решения, а именно повышение точности определения массы самолета, заключается в следующем. Движение самолета в вертикальной плоскости происходит под действием суммы сил, представленных на фиг.3 (скоростная система координат) и подчиняется второму закону Ньютона



где m - масса самолета;

V_Y - скорость движения самолета в вертикальной плоскости;

Р - суммарная тяга силовых установок;

_дв - угол между средней аэродинамической хордой крыла и вектором тяги силовой установки;

- угол тангажа самолета;

Y_a - аэродинамическая подъемная сила;

N_шас - сила реакции ВПП на самолет.

Суммарная мощность силовых установок Р для реактивных двигателей является известной функцией частоты вращения турбины, температуры газов за турбиной, скорости набегающего потока на входе силовых установок, атмосферного давления, температуры окружающего воздуха, которые могут быть определены. Аэродинамическая подъемная сила Y_a является известной функцией атмосферного давления, температуры воздуха, угла атаки крыла и хвостового оперения, выпущенной механизации крыла, отклоненных рулевых поверхностей, скорости и направления ветра, а также выпущенного шасси, величину которых можно определить. Ускорение силы тяжести g является известной величиной для каждого аэродрома взлета.

В момент отрыва от ВПП сумма сил, действующих на самолет в вертикальной плоскости, становится равной 0. В этот момент становится равной 0 и сила реакции ВПП на шасси воздушного судна

0 = Psin(+_дв)-mg+Y_a. (2)

Преобразовав уравнение (2), величину взлетной массы можно получить из следующего соотношения:



Реализация данного способа осуществляется устройством, включающем в себя (фиг. 2) пульт управления, измеритель воздушных сигналов, измеритель параметров силовых установок, измеритель положения механизации крыла, измеритель положения поверхностей управления, измеритель углов тангажа, измеритель угла атаки, сигнализатора отрыва от ВПП, вычислителя, логического устройства, индикатора и регистратора.

Работа устройства заключается в следующем. Перед началом разбега в пульт вводится значение ускорения свободного падения g. В процессе разбега по ВПП измеритель воздушных сигналов измеряет скорость V, измеритель параметров силовых установок измеряет тягу Р, а измеритель угла тангажа - угол тангажа самолета . В запоминающем устройстве хранятся значения аэродинамических коэффициентов, пропорциональных углу атаки , которые поступают с измерителя угла атаки. Эти величины поступают на вход вычислителя. В нем производится решение уравнения (3). Вычисленная величина массы m_тек поступает на вход логического устройства. В процессе разбега происходит изменение сил уравнения (2) и в момент отрыва самолета от ВПП сумма сил, действующих на самолет, становится равной 0. В этот момент на логическое устройство поступает сигнал с сигнализатора отрыва самолета от ВПП, и величина рассчитанной взлетной массы m_взл передается на индикатор и регистратор.

Натурное моделирование устройства на самолете Ил-76 дало положительные результаты.

Данный способ и устройство существенно расширяют возможности для контроля взлетной массы самолета, что значительно повышает безопасность выполнения полетов.