Способ определения центра масс летательного аппарата и устройство для его осуществления

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может найти применение для определения центра масс летательного аппарата (ЛА) в полете. Технический результат - повышение точности. Для этого осуществляют измерение текущих углов тангажа, кажущегося линейного ускорения, угловой скорости аппарата относительно его центра масс, абсолютного ускорения в произвольной точке, использование значения ускорения силы тяжести, вычисленного в реальном масштабе времени, и, на основании полученной совокупности данных, определение центра масс. При этом измеряют центростремительные ускорения относительно центра масс в двух фиксированных точках, расположенных вдоль продольной оси аппарата на известном расстоянии друг от друга, посредством акселерометров, установленных в этих точках, один в хвостовой, другой в головной частях фюзеляжа. Определение центра масс производят в установившемся режиме полета при выполнении маневра типа «змейка». Устройство содержит два акселерометра 1, 2, бортовую навигационную систему 3, вычитающее устройство 4, два устройства 5, 6 возведения в степень, три сумматора 7, 8 и 9, два умножителя 10, 12, задатчик сигнала, соответствующего расстоянию между акселерометрами, блок 11 определения синуса, два масштабирующих устройства 13, 14 и делитель 15, выход которого является выходом устройства. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к способам и устройствам определения центра масс летательного аппарата (ЛА) в полете.

В настоящее время вес самолета на земле определяется в его незагруженном состоянии с помощью механических или электротензометрических весов, установленных в специальных помещениях. Центровку, соответствующую этому состоянию самолета, а также различным вариантам загрузки, находят путем расчета аналитическим или графическим методом.

Известен способ определения веса и положения центра тяжести самолета (патент RU 2319115 C1, МПК G01G 19/07, опубл. 10.03.2008), осуществляемый автоматически на борту самолета перед его загрузкой и после загрузки в процессе руления по аэродрому.

Способ включает установку датчиков давления на цилиндр каждой амортизационной опоры шасси, измерение изменяющегося давления газа в полости цилиндров в процессе руления самолета по неровностям аэродрома. Вычисление давления газа производится на основе усреднения изменений давления газа в цилиндрах амортизационных опор шасси, силы, действующей на каждую опору шасси, веса и положения центра тяжести самолета.

К недостаткам известного способа можно отнести:

- необходимость установки на стойках шасси самолета дополнительных механизмов и датчиков, измеряющих давление, что может привести к снижению надежности авиационной техники;

- ступенчатое сжатие стойки самолета из-за трений в цилиндрах амортизации и на шарнирах крепления стойки шасси, что приводит к неправильной работе автоматики центровки;

- отсутствие возможности определения точки нахождения центра тяжести в полете, местоположение которой может меняться в процессе выработки топлива, сброса груза, дозаправки и т.д., что приводит к снижению устойчивости автоматического управления полетом самолета.

Известны также способ и устройство для определения величины и направления смещения центра масс аппарата, описанные в патенте RU 2176810 C2, МПК G05B 23/00, опубл. 10.12.2001, принятые нами в качестве прототипов.

Сущность способа и устройства состоит в определении полетной взаимосвязи приращения абсолютного линейного ускорения аппарата в его произвольной точке по отношению к ускорению его центра масс с величиной и направлением смещения центра масс от этой точки в процессе движения.

Данный способ основан на измерении параметров полета аппарата и включает в себя, в частности, измерение текущих углов тангажа и крена, кажущегося линейного ускорения, угловой скорости аппарата относительно его центра масс, абсолютного ускорения в произвольной точке, ускорения силы тяжести и, на основании полученной совокупности данных, определение величины и направления смещения центра масс.

Устройство, реализующее данный способ, содержит, в частности, датчики углов крена и тангажа, датчик угловых скоростей, акселерометр, блок определения составляющих ускорения силы тяжести, блок текущих координат центра масс, сумматор и два селектора частоты, причем согласно описанию изобретения измерения угловых скоростей, угла тангажа, координаты местоположения, ускорения точки установки акселерометров и ускорения силы тяжести могут быть осуществлены при помощи бортовой инерциальной системы навигации (БИНС).

Недостатками данного способа и устройства являются:

- низкая точность определения координат центра масс из-за очень слабой наблюдаемости полезных сигналов для определения центра масс ЛА;

- наличие неучтенной погрешности, вызванной несовпадением центра масс с точкой установки БИНС;

- необходимость большого объема сложных вычислений и фильтраций, что усложняет способ и устройство для его реализации.

Задачей настоящего изобретения является упрощение и удешевление способа и устройства, а также повышение точности измерения координат центра масс ЛА, что повышает безопасность полетов, особенно за счет оперативности определения центровки при изменении веса груженого самолета непосредственно в полете.

Поставленная техническая задача решается следующим образом.

Согласно заявляемому способу определения центра масс летательного аппарата, основанному на измерении параметров полета аппарата и включающему в себя измерение текущих углов тангажа, кажущегося линейного ускорения, угловой скорости аппарата относительно его центра масс, абсолютного ускорения в произвольной точке, использование значения ускорения силы тяжести, вычисленного в реальном масштабе времени, и, на основании полученной совокупности данных, определение центра масс, дополнительно измеряют центростремительные ускорения относительно центра масс в двух фиксированных точках, расположенных вдоль продольной оси аппарата на известном расстоянии друг от друга, посредством акселерометров, установленных в этих точках, один в хвостовой, другой в головной частях фюзеляжа, причем определение центра масс производят в установившемся режиме полета при выполнении маневра типа «змейка».

В устройство для реализации данного способа определения центра масс летательного аппарата, включающее акселерометр и навигационную систему, дополнительно введены второй акселерометр, причем акселерометры установлены в фиксированных точках, расположенных вдоль продольной оси аппарата на известном расстоянии друг от друга, один в хвостовой, другой в головной частях фюзеляжа, вычитающее устройство, к входам которого подключены выходы акселерометров, два устройства возведения в степень, входы которых соединены с соответствующими выходами навигационной системы по сигналам угловых скоростей, три сумматора, входы первого из которых соединены с выходами устройств возведения в степень, два умножителя, задатчик сигнала, соответствующего расстоянию между акселерометрами, подключенный к первому входу первого умножителя, второй вход которого соединен с выходом первого сумматора, а выход подключен к первому входу второго сумматора, второй вход которого соединен с выходом вычитающего устройства, а выход подключен к первому входу третьего сумматора, блок определения синуса, вход которого соединен с выходом навигационной системы по сигналу угла тангажа, а выход подключен к первому входу второго умножителя, второй вход которого соединен с выходом навигационной системы по сигналу ускорения силы тяжести, два масштабирующих устройства и делитель, первый вход которого соединен с выходом третьего сумматора, ко второму входу которого через второе масштабирующее устройство подключен выход второго умножителя, второй вход делителя через первое масштабирующее устройство соединен с выходом первого сумматора, а выход делителя является выходом устройства.

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором представлена структурная схема заявляемого устройства для определения центра масс летательного аппарата.

Устройство включает в себя акселерометры 1 и 2, бортовую навигационную систему 3, вычитающее устройство 4, к входам которого подключены выходы акселерометров, два устройства 5, 6 возведения в степень, в данном случае во 2-ю, входы которых соединены с соответствующими выходами навигационной системы по сигналам угловых скоростей ω_y, ω_z, три сумматора 7, 8 и 9. Входы сумматора 7 соединены с выходами устройств 5, 6 возведения в степень. Устройство содержит также первый умножитель 10, к первому входу которого подключен задатчик сигнала (на чертеже не показан), соответствующего расстоянию L между акселерометрами, ко второму входу подключен выход первого сумматора 7, а выход умножителя 10 подключен к первому входу второго сумматора 8, второй вход которого соединен с выходом вычитающего устройства 4, а выход подключен к первому входу третьего сумматора 9. Кроме того, устройство содержит блок 11 определения синуса, вход которого соединен с выходом навигационной системы 3 по сигналу угла тангажа ϑ, а выход подключен к первому входу второго умножителя 12, второй вход которого соединен с выходом навигационной системы 3 по сигналу ускорения силы тяжести g, два масштабирующих устройства 13 и 14 с коэффициентами передачи, равными «2», и делитель 15. Первый вход делителя 15 соединен с выходом третьего сумматора 9, ко второму входу которого через второе масштабирующее устройство 14 подключен выход второго умножителя 12, второй вход делителя 15 через первое масштабирующее устройство 13 соединен с выходом первого сумматора 7, а выход делителя 15 является выходом устройства.

Согласно заявленному способу определения центра масс (ЦМ) летательного аппарата, дополнительно измеряют центростремительные ускорения a ₁, a ₂ относительно ЦМ акселерометрами 1 и 2, установленными в фиксированных точках, расположенных вдоль продольной оси аппарата на известном расстоянии L друг от друга, первый 1 в хвостовой, второй 2 в головной частях фюзеляжа. Оси чувствительности акселерометров направлены вдоль продольной оси и совпадают со связанной осью самолета ОХ. Измерение центростремительных ускорений a ₁, a ₂ и определение ЦМ производят в процессе выполнения ЛА маневра типа «змейка», в установившемся режиме полета. При определении ЦМ используют полученные из бортовой навигационной системы 3 ЛА значения угловых скоростей ω_y, ω_z, измеренное значение угла тангажа ϑ в реальном масштабе времени и вычисленное в вычислителе бортовой навигационной системы 3 значение g для текущих параметров полета.

Таким образом, полученные из установленных акселерометров 1, 2 и от бортовой навигационной системы 3 параметры полета самолета и используемые определенные соотношения между ними, приведенные ниже, позволяют определить координаты ЦМ ЛА.

Из уравнения вращательно-поступательного движения измеряемые акселерометрами проекции кажущегося ускорения a _i на оси чувствительных элементов имеют следующий вид:

где N - номер акселерометра;

$$\overrightarrow{\Omega }\times \left(\overrightarrow{\Omega }\times R_i\right)$$ - составляющее центростремительного ускорения;

- составляющее тангенциального ускорения;

$${\overrightarrow{\theta }}_i$$ - вектор проекций (косинусы угла) осей чувствительности i-го акселерометра на оси связанной системы координат,;

$${\overrightarrow{R}}_i$$ - вектор проекции расстояния от центра масс до i-го акселерометра,

.

Тогда из (1) найдем проекции ускорений и угловых скоростей на ось X для обоих акселерометров 1 и 2:

Отсюда:

С учетом того, что g_x=g·sinϑ.

ϑ - текущее значение тангажа и из условий установившегося режима полета,

Полученные значения R за N измерений усредняются. Расчеты показывают, что учет линейного ускорения, измеренного бортовой навигационной системой 3, установленной не на центре масс, приведет к появлению погрешности. Из первого уравнения (2) следует, что расстояние R можно определить и по сигналам одного акселерометра. Однако при этом увеличивается порог чувствительности по угловой скорости, т.е. требуемая угловая скорость должна быть больше 40 град в секунду, и уменьшается точность определения R. Из полученного выражения (3) следует, что центровку можно определить только при наличии угловых скоростей по осям Z или Y. Необходимо отметить, что в выражении (3) величины , а при значениях град/сек вычислять R нецелесообразно. Как показывают расчеты, наибольшую точность можно получить, если измерения проводить при выполнении маневра «змейка» или части его в установившемся полете, когда путевая скорость ЛА постоянна.

Реализация способа может быть осуществлена с помощью устройства, описанного выше, в котором в качестве акселерометров могут быть использованы как микромеханические датчики (для ЛА интенсивного маневрирования), так и высокоточные датчики (для маломаневренных ЛА). В качестве входных сигналов устройства могут быть использованы выходные сигналы бортовых навигационных комплексов или курсовертикали, а вычислительная часть устройства может быть выполнена на стандартных элементах вычислительной техники.

Таким образом, заявленные способ и устройство просты в реализации и применении, обладают достаточно высокой точностью и могут быть использованы во всех типах ЛА для определения координат местоположения центра масс ЛА.

1. Способ определения центра масс летательного аппарата, основанный на измерении параметров полета аппарата и включающий в себя измерение текущих углов тангажа, кажущегося линейного ускорения, угловой скорости аппарата относительно его центра масс, абсолютного ускорения в произвольной точке, использование значения ускорения силы тяжести, вычисленного в реальном масштабе времени, и, на основании полученной совокупности данных, определение центра масс, отличающийся тем, что дополнительно измеряют центростремительные ускорения относительно центра масс в двух фиксированных точках, расположенных вдоль продольной оси аппарата на определенном расстоянии друг от друга, посредством акселерометров, установленных в этих точках, один в хвостовой, другой в головной частях фюзеляжа, причем определение центра масс производят в установившемся режиме полета при выполнении маневра типа «змейка».

2. Устройство определения центра масс летательного аппарата, включающее акселерометр и бортовую навигационную систему, отличающееся тем, что в него дополнительно введены второй акселерометр, причем акселерометры установлены в фиксированных точках, расположенных вдоль продольной оси аппарата на определенном расстоянии друг от друга, один в хвостовой, другой в головной частях фюзеляжа, вычитающее устройство, к входам которого подключены выходы акселерометров, два устройства возведения в степень, входы которых соединены с соответствующими выходами навигационной системы по сигналам угловых скоростей, три сумматора, входы первого из которых соединены с выходами устройств возведения в степень, два умножителя, задатчик сигнала, соответствующего расстоянию между акселерометрами, подключенный к первому входу первого умножителя, второй вход которого соединен с выходом первого сумматора, а выход подключен к первому входу второго сумматора, второй вход которого соединен с выходом вычитающего устройства, а выход подключен к первому входу третьего сумматора, блок определения синуса, вход которого соединен с выходом навигационной системы по сигналу угла тангажа, а выход подключен к первому входу второго умножителя, второй вход которого соединен с выходом навигационной системы по сигналу ускорения силы тяжести, два масштабирующих устройства и делитель, первый вход которого соединен с выходом третьего сумматора, ко второму входу которого через второе масштабирующее устройство подключен выход второго умножителя, второй вход делителя через первое масштабирующее устройство соединен с выходом первого сумматора, а выход делителя является выходом устройства.