способ определения высоты полета летательного аппарата
Классы МПК: | B64D43/00 Размещение и приспосабливание приборов на летательных аппаратах B64C19/00 Способы и устройства для управления летательными аппаратами, не отнесенные к другим группам |
Автор(ы): | Пушков С.Г., Соколянский В.П., Вдовин О.К., Панатов Г.С., Долбня Л.А., Филиппов Б.В., Гончаров И.И. |
Патентообладатель(и): | Таганрогский авиационный научно-технический комплекс им.Г.М.Бериева |
Приоритеты: |
подача заявки:
1992-03-24 публикация патента:
25.07.1995 |
Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при измерении высоты полета самолета, в том числе на малых высотах, когда высота полета меньше размаха крыла. Согласно способу, измеряют параметры потока вблизи летательного аппарата, формируют аэродинамический параметр, изменяющийся при воздействии экрана. Определяют параметры потока, движение и кофигурации ЛА. Высота полета определяется из тарировочной зависимости от указанных параметров, формируемой в летном эксперименте. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.
Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3
Формула изобретения
1. СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ВЫСОТЫ ПОЛЕТА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, заключающийся в измерении параметров потока вблизи летательного аппарата и дальнейшей их математической обработке, отличающийся тем, что дополнительно формируют параметр A, изменяющийся при аэродинамическом воздействии экрана, определяют параметры потока B, параметры движения и конфигурации летательного аппарата C, высоту полета определяют из тарировочной зависимости h h(A,B,C), при этом соотношение между параметрами A,B,C и h определяют в летном эксперименте. 2. Способ по п.1, отличающийся тем, что параметр A формируют в виде функции параметров углов скоса потока

3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что параметр A определяют в виде функции параметров потока и параметров полета

Описание изобретения к патенту
Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при измерении высоты полета самолета, в том числе на малых высотах, когда высота полета меньше размаха крыла. Известна система воздушных сигналов СВС-2Ц-2 [1]Определение высоты полета в системе воздушных сигналов производится по измеренным значениям полного и статистического давлений вблизи самолета с последующей их математической обработкой, учитывающей аэродинамические поправки на возмущения поля давлений, вносимые движением самолета, инструментальные поправки приемников давлений. Недостатком являются погрешности, обусловленные аномалиями барического поля атмосферы, ошибками введения барической высоты пролетаемой местности, на малых высотах полета влиянием экрана на поля давлений вблизи самолета. Погрешность определения высоты в СВС-2Ц-2 составляет не менее 5-6 м. Наиболее близким к предлагаемому является барометрический способ определения высоты полета самолета путем учета статического давления вблизи самолета и параметров состояния атмосферы у земли (давление и плотность воздуха). По лабораторным тарирочным кривым определяются инструментальные поправки и находятся исправленные показания приборов высоты (Нпр.исп.). В случае применения приборов самописцев снимаются ординаты кривой записи и по лабораторным тарировочным кривым непосредственно определяется высота (Н





Недостатком данного способа является то, что при полете с дозвуковой скоростью перед фюзеляжем, крылом и другими частями самолета образуется зона повышенного давления. Эта зона настолько велика, что вынести на штанге ПВД (приемник воздушного давления) за ее пределы практически не удается. Поэтому в статическую камеру ПВД подается местное статическое давление, большее по величине, чем атмосферное статическое давление воздуха. При полетах самолета на высотах, меньших размаха крыла, значительные погрешности определения барометрической высоты вносит аэродинамическое влияние экрана (водной или земной поверхности) на поле скоростей и давлений вблизи самолета. Погрешности лучших образцов баровысотомеров составляют приблизительно 6-10 мм вод.ст. Цель изобретения увеличение точности определения малых высот полета летательного аппарата. Для этого в способе определения высоты полета летательного аппарата, заключающемся в измерении параметров потока вблизи летательного аппарата и дальнейшей их математической обработке, дополнительно формируют параметр (А), изменяющийся при аэродинамическом воздействии экрана, определяют параметры потока (В), параметры движения и конфигурации летательного аппарата (С), высоту полета определяют из тарировочной зависимости h h (A, В, С), при этом соотношение между параметрами А, В, С и h определяют в летном эксперименте. Кроме того, параметр (А) могут формировать в виде функции параметров углов скоса потока


A

ny вертикальная перегрузка;
q скоростной напор. На фиг. 1 показан график функции








углов скоса потока (


местных давлений Р1А f(P);
местных скоростей;
параметров потока и параметров полета, например,
A

ny вертикальная перегрузка;
q скоростной напор. В данном случае параметр А выражает коэффициент подъемной силы ЛА, изменяющийся под воздействием экрана. В качестве параметров потока В могут выступать местные углы атаки, углы скосов потока, например на верхней поверхности крыла, и другие параметры, обеспечивающие однозначное решение. Фиг. 1-3 поясняют предлагаемого способа на основании результатов летного эксперимента на летающей лаборатории ТУ-134А. В качестве параметров потока, движения и конфигурации самолета были приняты:
аэродинамические углы скоса потока


метный угол атаки

угловая скорость тангажа

угол отклонения закрылков

Для измерения углов скоса использовались датчики ДАУ-12, а для местных углов атаки и скорости потока ДУАС-61-11. Геометрическая высота определялась средствами внешнетраекторных измерений. Функциональная зависимость аэродинамического параметра А




A








h f(








Класс B64D43/00 Размещение и приспосабливание приборов на летательных аппаратах
Класс B64C19/00 Способы и устройства для управления летательными аппаратами, не отнесенные к другим группам