способ определения компонента скорости летательного аппарата

Формула изобретения

1. Способ определения компонентов скорости летательного аппарата (ЛА), заключающийся в том, что измеряют текущие скорость, земную скорость и угловую ориентацию ЛА относительно земли, устанавливают достоверность измерения скорости ЛА, при наличии достоверности определяют скорость ветра и ее систематическую составляющую, определяют компоненты скорости ЛА по земной скорости и систематической составляющей скорости ветра, отличающийся тем, что систематическую составляющую скорости ветра определяют на предшествующем заданном интервале времени или расстояния относительно текущего, причем в качестве первоначального значения систематической составляющей скорости ветра берут текущую скорость ветра, а угол атаки определяют по величине проекции скорости ЛА на его плоскость симметрии в диапазоне от -180 до 180^o.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что в промежутке времени или расстояния недостоверности измерения скорости ЛА дополнительно контролируют величину этого промежутка и при превышении заданного значения после установления достоверности измерения скорости ЛА систематическую составляющую скорости ветра определяют заново.

3. Способ по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что для установления достоверности измерения скорости ЛА дополнительно контролируют параметры состояния ЛА и атмосферы.

4. Способ по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что в качестве параметра, необходимого для установления достоверности измерения скорости ЛА, контролируют направление воздушного потока относительно оси приемника воздушного давления.

5. Способ по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что в качестве параметра, необходимого для установления достоверности измерения скорости ЛА, контролируют высоту полета или статическое давление воздуха.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационной технике, в частности- к способам определения компонентов вектора скорости летательного аппарата (ЛА) относительно воздушной среды. Оно может быть использовано для выдачи на индикацию экипажу и в систему предупреждения критических режимов (СПКР) значений воздушной скорости ЛА, углов атаки и скольжения на всех режимах полета, включая сверхманевренные режимы, или при наземной послеполетной обработке данных средств бортовых измерений (СБИ) для анализа всех режимов полета, включая сверхманевренные режимы.

Определим используемую ниже терминологию. Под скоростью ЛА понимают вектор скорости начала О его связанной системы координат (СК) относительно воздушной среды [Динамика летательных аппаратов в атмосфере. Термины, определения и обозначения. Государственный стандарт Союза ССР ГОСТ 20058-80. -М. : Государственный комитет СССР по стандартам, 1981, с. 5, 11]. В качестве компонентов скорости для индикации летчику, в СПКР и, соответственно, в СБИ используют следующие три параметра: воздушную скорость V ЛА, его углы атаки и скольжения .

Под воздушной скоростью V ЛА понимают модуль вектора скорости ЛА [там же, с. 12]. Углы атаки и скольжения определяют направление вектора скорости ЛА в связанной СК [там же, с. 8].

Три компонента V_X, V_Y и V_Z представляют проекции скорости на оси ОX, OY, OZ в связанной СК и также определяют модуль и направление вектора скорости ЛА.

Под угловой ориентацией ЛА относительно земли понимают значения углов тангажа , крена и рыскания [там же, с. 9] либо матрицу направляющих косинусов [там же, с. 43] между осями ОХ, OY, OZ связанной СК и осями ОХ_g, OY_g, OZ_g нормальной СК [там же, с. 4]. Ось ОХ_g, как правило, направляют на географический Северный полюс. Угол курса _к отличается от угла рыскания противоположным направлением положительного отсчета.

Под земной скоростью ЛА понимают вектор скорости начала О его связанной СК относительно земли [там же, с. 12].

Под скоростью ветра понимают скорость среды, не возмущенной ЛА, относительно земли [там же, с. 12].

Под режимами сверхманевренности ЛА ниже подразумеваются такие режимы полета, когда нарушается безотрывное стационарное его обтекание.

Воздушная скорость, углы атаки и скольжения являются наиболее используемым набором компонентов для представления скорости ЛА в описанном выше понимании. Для измерения воздушной скорости ЛА на борту используют систему воздушных сигналов (СВС). Для измерения углов атаки и скольжения ЛА на борту используют датчики аэродинамических углов (ДАУ), как правило, флюгерного типа. При этом каждый из компонентов обычно определяется отдельно, и для измерения скорости ЛА одновременно задействованы способы определения каждого из трех компонентов.

Известны, например, следующие способы [Харин Е.А., Цветков П.М., Волков В. К. и др. Летные испытания систем пилотажно-навигационного оборудования. - М. : Машиностроение, 1986, с. 67 - 69, 87] измерения отдельно каждого из компонентов скорости ЛА:

а) Способ измерения текущей воздушной скорости V ЛА, в котором измеряют текущие статическое p₀ и полное p давления воздуха приемником воздушного давления (ПВД) и текущую температуру T_т заторможенного потока воздуха приемником температуры заторможенного потока; по полному p и статическому р₀ давлениям воздуха определяют текущее число Маха М; по температуре торможения Т_т и числу Маха М определяют текущую воздушную скорость V.

б) Способ измерения текущего угла атаки ЛА, в котором измеряют текущий местный угол атаки _м ДАУ, установленным в носовой части фюзеляжа ЛА или на носовой штанге; по измеренному значению местного угла атаки и заданной функциональной зависимости определяют текущий угол атаки ЛА.

в) Способ измерения текущего угла скольжения ЛА, в котором измеряют текущий местный угол скольжения _м ДАУ, установленным в носовой части фюзеляжа ЛА или на носовой штанге; по измеренному текущему значению местного угла скольжения _м и заданной функциональной зависимости определяют текущий угол скольжения ЛА.

Согласно данным СБИ использование описанного выше способа измерения воздушной скорости при углах атаки или скольжения свыше 35 - 40^o приводит к формированию нулевых значений воздушной скорости ЛА независимо от их истинных значений (например, на фиг.1 и 2 показано тонкой линией). Причиной этого является то, что при указанных значениях углов атаки или скольжения ПВД прекращает воспринимать вызванную воздушной скоростью динамическую составляющую давления воздуха и измеряет статическую составляющую полного давления. Сверхманевренные ЛА могут летать с углами атаки и скольжения, существенно превышающими указанные значения, поэтому использование данного способа не обеспечивает определения одного из важнейших компонентов скорости ЛА - его воздушной скорости V.

Достоверность описанного способа измерения угла атаки также имеет ограниченный диапазон. При углах атаки свыше 35 - 40^o по данному способу формируется постоянное значение угла атаки ЛА независимо от его истинного значения, поскольку отклонение флюгарок угла атаки ДАУ ограничено механическими упорами (тонкая линия на фиг.2). Расширение диапазонов отклонений флюгарок углов атаки принципиально не решает проблемы, поскольку на сверхманевренных режимах полета в силу нестационарного вихревого обтекания ДАУ отсутствует однозначная функциональная связь местных углов атаки с углами атаки ЛА. Кроме того, при вращении ЛА по тангажу с угловой скоростью _z вследствие продольного выноса R_X ДАУ относительно центра масс ЛА текущий угол атаки дополнительно искажается вследствие появления дополнительной переносной вертикальной скорости, равной _zR_X, в месте установки ДАУ.

Аналогично недостатком описанного способа измерения угла скольжения является ограниченный по углам скольжения диапазон их определения. При углах скольжения свыше 10 - 15^o фиксируется постоянное значение угла скольжения ЛА независимо от его истинного значения, поскольку отклонение флюгарки угла скольжения ДАУ также ограничено механическими упорами. Расширение диапазонов отклонений флюгарки угла скольжения опять же не решает проблемы по причине отсутствия однозначной функциональной связи местного угла скольжения с углом скольжения ЛА из-за нестационарного вихревого обтекания ДАУ. Кроме того, при вращении ЛА по курсу с угловой скоростью _Y вследствие продольного выноса R_X ДАУ относительно центра масс ЛА существует влияние переносной горизонтальной скорости, равной _YR_X, в месте установки ДАУ.

Кроме того, даже на обычных режимах полета, когда углы атаки и скольжения достаточно малы, определяемые описанными выше способами воздушная скорость и углы атаки и скольжения содержат высокочастотные случайные составляющие, вызванные турбулентностью атмосферы.

Прототипом изобретения может быть способ функционирования комплексной системы формирования воздушных параметров, описанной в патенте RU 2146805. В процессе ее функционирования измеряют скорость земную скорость и угловую ориентацию ЛА относительно земли, определяют достоверность измерения текущей скорости ЛА по условию непревышения углом атаки заданного предельного значения, при наличии достоверности определяют скорость ветра и ее систематическую составляющую по совокупности скоростей ветра на всем предшествующем интервале времени, причем в качестве первоначального значения систематической составляющей скорости ветра берут нулевое значение скорости ветра, определяют компонент скорости ЛА по земной скорости и систематической составляющей скорости ветра.

Компоненту скорости ЛА - угол атаки - определяют по отношению



нормальной V_Y к продольной V_X компонентам скорости ЛА в связанной СК



Систематическая составляющая скорости ветра изменяется по высоте полета, расстоянию и времени [Хиврич И.Г., Миронов Н.Ф., Белкин А.М. Воздушная навигация. Учебное пособие для вузов. - М.: Транспорт, 1984, с. 78-81]. Вследствие высоких скоростей полета ЛА систематическая составляющая скорости ветра может существенно изменяться по времени и расстоянию. Поэтому определение систематической составляющей скорости ветра по совокупности скоростей ветра на всем предшествующем интервале времени может приводить к ошибкам определения его фактических значений в данное время, в данном районе и на данной высоте полета.

Присвоение в качестве первоначального значения систематической составляющей скорости ветра нулевого значения приводит к запаздыванию в определении ее фактического значения, а значит и к дополнительной ошибке.

Превышение промежутком времени или расстояния недостоверности определения скорости ЛА определенного значения может привести к существенному изменению систематической составляющей скорости ветра. Если в этой ситуации не начать процесс определения систематической составляющей скорости ветра заново, то это также приведет к дополнительной ошибке ее определения.

Вышеуказанные ошибки определения систематической составляющей скорости ветра приводят к соответствующим ошибкам формирования компонент скорости ЛА.

Определение угла атаки по отношению



нормальной V_Y к продольной V_X согласно зависимости



во-первых, обеспечивает его определение только в диапазоне от -90^o до +90^o, т. е. не во всем возможном диапазоне изменения угла атаки от -180^o до +180^o, и, во-вторых, приводит к большим ошибкам вблизи значений 90^o.

Задачей изобретения является повышение точности определения любого из компонентов скорости ЛА на всех режимах полета, включая сверхманевренные режимы полета, при произвольных возможных значениях углов атаки и скольжения ЛА.

Задача решается с помощью способа измерения компонента скорости ЛА, в котором измеряют скорость, земную скорость и угловую ориентацию ЛА относительно земли, определяют достоверность измерения текущей скорости ЛА, при наличии достоверности определяют скорость ветра и ее систематическую составляющую, определяют компонент скорости ЛА по земной скорости и систематической составляющей скорости ветра, отличающегося тем, что систематическую составляющую скорости ветра определяют на предшествующем заданном интервале времени или расстояния относительно текущего, причем в качестве первоначального значения систематической составляющей скорости ветра берут текущую скорость ветра.

Дополнительно в промежутке времени или расстояния недостоверности контролируют величину этого промежутка и при превышении заданного значения после установления достоверности систематическую составляющую скорости ветра определяют заново.

Для установления достоверности дополнительно контролируют параметры состояния ЛА и атмосферы.

В качестве параметра, необходимого для установления достоверности, контролируют направление воздушного потока относительно оси приемника воздушного давления.

В качестве параметра, необходимого для установления достоверности, контролируют высоту полета или статическое давление воздуха.

Определяемым компонентом скорости ЛА является угол атаки, причем его определяют по величине проекции скорости ЛА на его плоскость симметрии в диапазоне от -180 до +180^o.

Предлагаемое изобретение позволяет определять значения компонентов скорости ЛА с более высокой точностью при любых их возможных значениях.

Применение предлагаемого способа иллюстрируется фигурами.

На фиг.1 показаны по времени полета:

- воздушная скорость V ЛА (тонкая линия), зарегистрированная СБИ;

- воздушная скорость ЛА (толстая линия), определенная предлагаемым способом на основе данных СБИ.

На фиг.2 показаны в том же интервале времени, что и на фиг.1:

- угол атаки ЛА (тонкая линия), зарегистрированный СБИ;

- угол атаки ЛА (толстая линия), определенный предлагаемым способом на основе данных СБИ.

На фиг.3 показаны в том же интервале времени, что и на фиг.1:

- угол скольжения ЛА (тонкая линия), зарегистрированный СБИ;

- угол скольжения ЛА (толстая линия), определенный предлагаемым способом на основе данных СБИ.

На фиг.4 показаны в том же интервале времени, что и на фиг.1:

- угол тангажа ЛА (кружки), зарегистрированный СБИ;

- угол крена ЛА (крестики), зарегистрированный СБИ.

Предлагаемый способ определения компонента скорости ЛА заключается в следующем.

1. В процессе полета измеряют компоненты V, и текущей скорости ЛА (как тот компонент, который требуется определить, так и другие), компоненты V_кXg, V_кYg, V_кZg текущей земной скорости ЛА и его угловую ориентацию ,,_к относительно земли.

Компоненты V, и текущей скорости ЛА измеряют, используя СВС и ДАУ атаки и скольжения соответственно. При использовании ИНС, корректируемой по составляющим земных скоростей СНС и/или ДИСС, земную скорость измеряют в виде трех ее составляющих V_кXg, V_кYg, V_кZg в проекциях на оси нормальной СК на всех режимах полета. ДИСС измеряет составляющие V_кX, V_кY, V_кZ земной скорости в проекциях на оси связанной СК, поэтому составляющие V_кXg, V_кYg, V_кZg земной скорости в проекциях на оси нормальной СК получают расчетом по составляющим V_кX, V_кY, V_кZ земной скорости, используя матрицу направляющих косинусов между осями связанной СК и нормальной СК [Динамика летательных аппаратов в атмосфере. Термины, определения и обозначения. Государственный стандарт Союза ССР ГОСТ 20058-80. - М.: Государственный комитет СССР по стандартам, 1981, с. 43]:







Углы тангажа , крена и курса _к измеряют, используя ИНС.

2. Устанавливают достоверность измерения текущей скорости ЛА.

Для того чтобы определенная данным способом на сверхманевре скорость ЛА соответствовала ее фактическому значению, необходимо правильно определять текущую скорость ветра. Откуда вытекает, что скорость ветра следует определять только при условии достоверности измерения скорости ЛА. Достоверность измерения скорости

ЛА в свою очередь определяется достоверностью измерения первичных воздушных параметров, таких, например, как статическое и полное давление воздуха, температура торможения. Точность измерения статического и полного давлений воздуха зависит от направления потока относительно оси приемника воздушного давления, запаздывания при протекании воздуха в трубопроводах, вызванных изменением статического давления при изменении состояния атмосферы или высоты полета при наличии вертикальной скорости ЛА [Харин Е.А., Цветков П.М., Волков В. К. и др. Летные испытания систем пилотажно-навигационного оборудования. - М. : Машиностроение, 1986, с. 69, 71]. Поэтому для обеспечения достоверности измерения текущей скорости ЛА необходимо контролировать параметры состояния ЛА и атмосферы: направление потока относительно оси приемника воздушного давления, высоту полета или статическое давление воздуха, температуру торможения и т.п. Поэтому контроль указанных параметров относится к существенным признакам предлагаемых способов определения компонента скорости ЛА, отсутствующим у известного способа. Наиболее точные результаты измерения текущей скорости ЛА достигаются в горизонтальном установившемся полете.

3. Если измерения текущей скорости ЛА достоверны, по измеренным значениям определяют текущую скорость ветра



Поскольку скорость ветра определяют относительно земли в нормальной СК, а текущую скорость ЛА определяют в связанной СК, то для определения скорости ветра необходимо по компонентам V, и текущей скорости ЛА определить ее составляющие V_Xg, V_Yg, V_Zg нормальной СК. По компонентам V, и текущей скорости ЛА сначала находят ее составляющие V_X, V_Y, V_Z в связанной СК [Динамика летательных аппаратов в атмосфере. Термины, определения и обозначения. Государственный стандарт Союза ССР ГОСТ 20058-80. -М.: Государственный комитет СССР по стандартам, 1981, с. 43]:

V_X = Vcoscos;

V_Y = -Vsincos;

V_Z = Vsin,

затем составляющие V_Xg, V_Yg, V_Zg в нормальной СК [там же, с. 43]:







Затем определяют составляющие W_Xg, W_Yg, W_Zg скорости ветра по измеренным составляющим V_кXg, V_кYg, V_кZg земной скорости ЛА и составляющим V_Xg,V_Yg, V_Zg его скорости

W_Xg=V_кXg-V_Xg;

W_Yg=V_кYg-V_Yg;

W_Zg=V_кZg-V_Zg.

4. Определяют систематическую составляющую скорости ветра. Поскольку ЛА может перемещаться на большие расстояния с различными погодными условиями и, соответственно, свойствами атмосферы, включая систематическую составляющую скорости ветра, то составляющие систематической составляющей скорости ветра следует определять по выборке составляющих скоростей ветра на предшествующем заданном интервале времени или расстояния относительно текущего, обеспечивая тем самым соответствие реальным значениям систематической составляющей скорости ветра в данном районе в данное время. Следовательно, определение систематической составляющей скорости ветра на предшествующем заданном интервале времени или расстояния относительно текущего является существенным признаком предлагаемого способа определения компонента скорости ЛА. Для повышения точности определения систематической составляющей скорости ветра в качестве первоначального ее значения следует использовать текущую скорость ветра, что является существенным признаком предлагаемого способа.

Превышение промежутком времени или расстояния недостоверности определения скорости ЛА определенного значения может привести к существенному изменению систематической составляющей скорости ветра. Поэтому в этой ситуации процесс определения систематической составляющей скорости ветра необходимо начать заново, что является существенным признаком предлагаемого способа.

5. По текущей земной скорости и систематической составляющей скорости ветра определяют компонент скорости ЛА.

Составляющие скорости ЛА определяют как разность соответствующих составляющих V_кXg, V_кYg, V_кZg земной скорости ЛА и составляющих систематической составляющей скорости ветра







По этим компонентам определяют один из компонентов скорости ЛА - его воздушную скорость



Используя матрицу направляющих косинусов между осями связанной СК и нормальной СК, определяют составляющие скорости ЛА в связанной СК [там же, с. 43]:







По составляющим скорости ЛА в связанной СК определяют в диапазоне от -180 до +180^o его угол атаки

(1)

(2)





и в диапазоне от -90 до +90^o угол скольжения



В формулах (1)-(3) s,c и ₀ - вспомогательные переменные.

Как видим, в предлагаемом способе угол атаки определяют (зависимости (1)-(4)) по величине проекции скорости ЛА на его плоскость симметрии в диапазоне от -180 до +180^o, что обеспечивает его определение (фиг.2 (толстая линия)) во всем возможном диапазоне его изменения и поэтому является существенным отличительным признаком.

Отметим, что для определения воздушной скорости достаточно составляющих скорости ЛА в нормальной СК. Для определения составляющих и скорости ЛА, задающих ее направление в связанной СК, необходима информация об угловой ориентации ЛА относительно земли.

Результаты применения предлагаемого способа показаны толстыми линиями на фиг.1, 2, 3. Как видно из фигур, на участке выполненного сверхманевра (время приблизительно от 502 с до 515 с) предлагаемый способ обеспечивает определение воздушной скорости угла атаки и угла скольжения