СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ УГЛА СКОЛЬЖЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Российский патент 2002 года по МПК B64C13/18 G01P5/00 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к способам определения угла скольжения летательного аппарата (ЛА). Оно может быть использовано для выдачи значения угла скольжения на индикацию экипажу и в систему предупреждения критических режимов (СПКР), а также при наземной послеполетной обработке данных средств бортовых измерений (СБИ) для анализа различных режимов полета.

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 α и скольжения β.

Углы атаки α и скольжения β 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 OX, OY, OZ в связанной СК и также определяют модуль и направление вектора скорости ЛА.

Для измерения угла скольжения ЛА на борту используют датчик аэродинамического угла флюгерного типа. Ось вращения флюгера лежит в плоскости симметрии OXY связанной системы координат ЛА и перпендикулярна касательной к фюзеляжу в месте установки датчика аэродинамического угла скольжения. Угол между плоскостью, нормальной к оси вращения флюгарки, и осью ОХ связанной СК обозначим ϑ_0ф. Под углом атаки α_ф датчика аэродинамического угла скольжения ниже будем понимать угол между указанной плоскостью, нормальной к оси вращения флюгарки, и проекцией скорости ЛА на плоскость симметрии OXY связанной СК.

Наиболее близким к предлагаемому способу является следующий способ измерения угла скольжения ЛА [Харин Е.А., Цветков П.М., Волков В.К. и др. Летные испытания систем пилотажно-навигационного оборудования. - М.: Машиностроение, 1986, стр.67-69, 87]. В этом способе измеряют местный угол скольжения β_м с помощью датчика аэродинамического угла скольжения, установленного в носовой нижней части фюзеляжа ЛА или на носовой штанге, а затем определяют угол скольжения β ЛА по измеренному текущему значению местного угла скольжения β_м, используя известную для данного типа самолета функциональную зависимость угла скольжения β от местного угла скольжения β_м.

Недостатком описанного способа измерения угла скольжения является погрешность определения угла скольжения ЛА, вызванная следующим обстоятельством. Угол скольжения β_h, измеряемый с помощью флюгарки датчика аэродинамического угла скольжения, лежит в плоскости, нормальной к оси вращения флюгарки. Угол скольжения β ЛА определяет поперечное отклонение самого вектора скорости ЛА от его плоскости симметрии [Динамика летательных аппаратов в атмосфере. Термины, определения и обозначения. Государственный стандарт Союза ССР ГОСТ 20058-80. - М.: Государственный комитет СССР по стандартам, 1981, с.8], т.е. лежит в плоскости, содержащей вектор скорости ЛА и ось OZ связанной системы координат. Поэтому формируемый известным способом угол скольжения β_h и фактический угол скольжения β ЛА лежат в различных плоскостях. Угол между данными плоскостями является углом атаки α_ф датчика угла скольжения. В дальнейшем угол скольжения β_h будем называть горизонтированным, поскольку в силу малости угла ϑ_0ф он лежит практически в горизонтальной плоскости OXZ связанной СК ЛА. Следовательно, формируемый на борту в настоящее время горизонтированный угол скольжения β_h дает правильное значение угла скольжения β ЛА только при нулевом значении угла атаки α_ф датчика угла скольжения. Для современных и перспективных ЛА режимы полета с выходом на большие значения углов атаки становятся типичными. В этих условиях известный способ измерения угла скольжения ЛА дает неверный результат. При этом погрешность известного способа тем больше, чем больше значение угла атаки α_ф датчика угла скольжения.

Найдем величину погрешности δβ измерения угла скольжения ЛА известным способом. Угол скольжения β ЛА определен выражением

Горизонтированный угол скольжения β_h ЛА в известном способе определен выражением

где
V_Xф = V_Xcosϑ_0ф+V_Ysinϑ_0ф; (3)
V_zф=V_z.

Из выражений (1)-(3) следует
β = arctg(tgβ_hcosα_ф),
где α_ф = α+ϑ_0ф. Следовательно, искомая погрешность измерения угла скольжения ЛА известным способом определена выражением
δβ = β_h-arctg(tgβ_hcosα_ф).
Задачей изобретения является повышение точности определения угла скольжения ЛА.

Задача решается с помощью способа измерения угла скольжения летательного аппарата, в котором с помощью датчика аэродинамического угла скольжения флюгерного типа измеряют местный угол скольжения β_м, по измеренному местному углу скольжения β_м определяют угол скольжения β_h летательного аппарата, отличающийся тем, что дополнительно измеряют угол атаки α_ф датчика аэродинамического угла скольжения и корректируют угол скольжения летательного аппарата в зависимости от измеренного угла атаки датчика аэродинамического угла скольжения β = arctg(tgβ_hcosα_ф).

Предлагаемое изобретение позволяет определять угол скольжения ЛА с более высокой точностью.

На чертеже показаны зависимости величины погрешностей известного способа определения угла скольжения ЛА от значения горизонтированного угла скольжения β_h ЛА при различных значениях угла атаки α_ф флюгарки датчика аэродинамического угла скольжения:
- α_ф=10^o (линия отмечена знаком );
- α_ф=20^o (линия отмечена знаком □);
- α_ф=40^o (линия отмечена знаком );
- α_ф=60^o (линия отмечена знаком );
- α_ф=90^o (линия отмечена знаком X).

Предлагаемый способ определения компонента скорости летательного аппарата заключается в следующем.

1. С помощью датчика аэродинамического угла скольжения измеряют местный угол скольжения β_м.

2. По измеренному местному углу скольжения β_м и известной для данного типа ЛА функциональной зависимости определяют угол скольжения β_h ЛА. Упомянутая функциональная зависимость определяется в процессе летных испытаний ЛА.

3. Дополнительно измеряют угол атаки α_ф датчика аэродинамического угла скольжения
α_ф = α+ϑ_0ф.
Измерение угла атаки α_ф датчика аэродинамического угла скольжения необходимо для определения угла между плоскостями, в которых лежат измеряемый известным способом угол скольжения β_h и фактический угол скольжения β ЛА. Поэтому данная операция относится к существенным признакам заявляемого способа.

4. Корректируют модуль угла скольжения ЛА в зависимости от измеренного угла атаки α_ф датчика угла скольжения
β = arctg(tgβ_hcosα_ф).
Данная операция также относится к существенным признакам, поскольку обеспечивает устранение погрешности измерения угла скольжения ЛА известным способом.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к способам определения угла скольжения летательного аппарата. Оно может быть использовано для выдачи значения угла скольжения на индикацию экипажу и в систему предупреждения критических режимов, а также при наземной послеполетной обработке данных средств бортовых измерений для анализа различных режимов полета. С помощью датчика аэродинамического угла скольжения флюгерного типа измеряют местный угол скольжения. По измеренному местному углу скольжения и заданной функциональной зависимости угла скольжения летательного аппарата от измеренного местного угла скольжения определяют угол скольжения летательного аппарата. Дополнительно измеряют угол атаки. Корректируют угол скольжения летательного аппарата в зависимости от измеренного угла атаки. Технический результат состоит в повышении точности определения угла скольжения летательного аппарата. 1 ил.

Способ определения угла скольжения летательного аппарата, в котором с помощью датчика аэродинамического угла скольжения флюгерного типа измеряют местный угол скольжения, по измеренному местному углу скольжения и заданной функциональной зависимости угла скольжения летательного аппарата от измеренного местного угла скольжения определяют угол скольжения летательного аппарата, отличающийся тем, что дополнительно измеряют угол атаки и корректируют угол скольжения летательного аппарата в зависимости от измеренного угла атаки.