СПОСОБ ПОВЫШЕНИЯ БЕЗОПАСНОСТИ ПОЛЕТОВ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ Российский патент 2012 года по МПК G01L19/00 

Изобретение относится к области измерительной техники и предназначено для повышения безопасности полетов летательных аппаратов. Изобретение позволяет обеспечить безопасность полетов летательных аппаратов, в том числе и при воздействии на них турбулентных воздушных потоков.

Способ базируется на определении параметров воздушных потоков при полете летательного аппарата, в том числе и при воздействии турбулентных потоков с помощью двух идентичных приемников проточного типа, установленных соосно на фюзеляже в носовой и хвостовой частях летательного аппарата.

Требования к безопасности полетов, метрологической однозначности, воспроизводимости информации, технологичности при изготовлении и в эксплуатации заставляют использовать для этих целей устройства первичной информации, в том числе и аэрометрической направленности - приемников простейших геометрических, легко воспроизводимых и сохраняемых форм. Приемники воздушных давлений (ПВД) должны обеспечивать точной информацией не только бортовые компьютеры, но и летчиков, которые ответственны за безопасность полета летательного аппарата. Расширение функциональных возможностей ПВД с сохранением высокой точности измерения статического и полного давлений при наличии знакопеременных скоростей набегающих воздушных потоков позволит летчику определять динамические воздействия воздушных потоков на летательный аппарат, что поможет принять ему наиболее рациональное (безопасное) решение о пути следования летательного аппарата.

Трубки полных и статических давлении приемников давлении пневматически соединены с соответствующими трубопроводами указателей воздушных параметров, установленных на приборной доске летчиков.

Отличительной особенностью предлагаемого способа повышения безопасности полетов летательных аппаратов при воздействии турбулентных воздушных потоков является то, что на фюзеляже летательного аппарата соосно устанавливаются два идентичных проточных приемника полных и статических давлений в носовой и хвостовой частях фюзеляжа. Эти приемники позволяют одновременно определять перепады давлений по каналам полных и статических давлений. При этом возможны два режима работы: по раздельной или совмещенной (объединенной) схемам соединений трубопроводов полных и статических давлений.

В настоящее время на борту современных авиалайнеров не предусмотрено измерение пульсаций набегающих воздушных потоков. Это обстоятельство, как показывает мировая практика эксплуатации летательных аппаратов, приводит к печальным последствиям.

Анализ последних за текущий год авиационных происшествий и катастроф, основанный на выводах, получаемых при их расследовании, показывают, что летчики не имели оперативной информации, достаточной для принятия правильных решений.

Расширение функциональных возможностей предлагаемого способа повышения безопасности полетов летательных аппаратов оказалось возможным при использовании приемников давлений проточного типа с сохранением высокой точности измерения статического и полного давлений набегающих воздушных потоков. При этом летчикам предоставляется возможность определять не только статические, но и полные давления, а также направления воздушных потоков в зонах полета летательного аппарата.

Перечисленные особенности и свойства проточных приемников позволяют предложить способ повышения безопасности полетов летательных аппаратов при воздействии на них и турбулентных воздушных потоков.

Способ относится к повышению безопасности полетов летательных аппаратов при воздействии на них турбулентных опасных воздушных потоков (в том числе и при воздействии межтропической конвергенции при полетах над океанами в зоне экватора).

Измерение воздушных пульсаций параметров полета является одной из важнейших задач аэродинамики и аэромеханики летательных аппаратов.

Эта задача весьма актуальна для летательных аппаратов гражданской авиации и военной авиации. Такая задача весьма актуальна и для вертолетов при полетах: вперед-назад, вправо-влево, вверх-вниз. В этом случае безопасность полетов обеспечивается с помощью известного способа измерения воздушных давлений трубками Пито, Прандтля, устанавливаемыми в носовой части фюзеляжа летательного аппарата. Известны способы, реализованные с помощью устройств для измерения статического давления [авт. св. SU №1128177 A1, G01Р 5/16, 1984; SU №1171679 A1, G01L 19/00, 1985), устанавливаемых в носовой части летательного аппарата, а представленные в работе (А.Н. Петунин «Методы и техника измерений параметров газового потока»- М.: Машиностроение, 1996, - 380 стр.) устройства предназначены для измерения полного давлений, стр.145, и также устанавливаются в носовой части летательного аппарата.

Основными недостатками известных аналогов является то, что они не имеют возможности одновременно определять при смене направления воздушных потоков, скорость полета, статическое и полное давления, а также пульсацию этих давлений.

Прототипом заявляемого способа повышения безопасности полетов летательных аппаратов является способ, основанный на использовании в нем проточных приемников полного и статического давлений RU 81801 U1,G01L 19/00 (2006.01) по классической схеме установки приемников давления в носовой части летательного аппарата.

Основным недостатком прототипа является то, что он не имеет возможности при воздействии турбулентных воздушных потоков на летательный аппарат измерять эти пульсации.

Способ повышения безопасности полетов летательных аппаратов при воздействии на летательный аппарат турбулентных воздушных потоков направлен на расширение функциональных возможностей и повышение достоверности контроля пульсаций воздушных потоков.

Решение поставленной задачи достигается тем, что в способе повышения безопасности полетов летательных аппаратов, заключающемся в замере полного и статического давлений в носовой части летательного аппарата, согласно изобретению, дополнительно замеряют полное и статическое давления в хвостовой части летательного аппарата, определяют разность давлений в носовой и хвостовой частях и сравнивают с допустимым значением, по величине отклонения от которого судят о безопасности полета.

Отличительной особенностью заявляемого способа является то, что первый приемник Пр 1, установленный в носовой части фюзеляжа летательного аппарата, пневматически соединяется с соответствующими трубопроводами первого указателя пульсаций давлений УПД1 и второго указателя пульсаций давлений УПД2.

На фиг.1 приведена блок-схема устройства измерения пульсаций давлений.

На фиг.2 приведена функциональная схема устройства при электронной обработке сигналов воздушных давлений, разнесенных по корпусу приемников воздушных давлений,

где 1 - проточный приемник статического и полного давлений, установленный в носовой части фюзеляжа; 2 - датчик давления первого приемника; 3 - индикатор; 4 - микроконтроллер; 5 - бортовой компьютер; 6 - датчик давления второго приемника; 7 - проточный приемник статического и полного давлений, установленный в хвостовой части фюзеляжа; P1, Р2 - информация, поступающая из датчиков первого и второго преемников давлений; U(P1), U(P2) - сигналы с первого и второго датчиков давлений; U(P1)/U(P2) - отношение сигналов давлений; Ш - шина данных.

На фиг.1 - УС1 - указатель скорости, измеренной с помощью давлений, воспринимаемых первым приемником Пр1, установленным в носовой части фюзеляжа ЛА; УС2 - указатель скорости, измеренной с помощью давлений, воспринимаемых вторым приемником Пр2, установленным в хвостовой части фюзеляжа ЛА; УO1 - указатель отношения давлений воспринимаемых первым приемником Пр1, установленным в носовой части фюзеляжа ЛА; УO2 - указатель отношения давлений воспринимаемых вторым приемником Пр2, установленным в хвостовой части фюзеляжа ЛА; УПД1 - указатель пульсаций давлений измеряющим отношение давления Р_пр1 воспринимаемое первым приемником Пр1, к давлению Р_обр2, воспринимаемое вторым приемником Пр2; УПД2 - указатель пульсаций давлений измеряющим отношение давления Р_пр2, воспринимаемое вторым приемником, к давлению Р_обр1 воспринимаемое первым приемником.

Первый приемник Пр1 пневматически связан через трубопроводы с указателем скорости УС1 и УO1 указателем отношения давлений P_пр1/P_обр1. Второй приемник Пр2, установленный в хвостовой части фюзеляжа, соединяется с соответствующими системами с указателем скорости УС2, измеряемое с помощью давлений этого приемника, и указателем отношения давлений УO2 Р_пр2/Р_обр2, и указателем пульсаций давлений УПД2, измеряющим отношение давлений Р_пр2/Р_обр1.

Давление Р_обр2, измеряемое приемником Пр2, пневматически соединяется с указателем отношения давлений УO2 и с указателем пульсаций давлений УПД1.

Второй приемник, установленный в хвостовой части фюзеляжа летательного аппарата, соединяется с соответствующими трубопроводами указателей УПД1 и УO2. При наличии турбулентных потоков первый приемник, установленный в носовой части летательного аппарата, выдает информацию на УПД1 и УПД2 указатели пульсаций давлений, показания которых могут не совпадать между собой.

На фиг.1 давление P_пр1 соответствует полному давлению и соответствует положительному направлению потока +V, измеряемое приемником, установленным в носовой части фюзеляжа, P_обр1 - давление, измеряемое из диффузорной части первого приемника при обратном направлении воздушного потока -V. Статическое давление измеряется первым и вторым приемниками, второй приемник установлен в хвостовой части фюзеляжа.

При невозмущенных потоках, которые имеют место в нормальных метеоусловиях, принимаемые статические и полные давления будут отличаться на постоянные величины. При возникновении возмущений появятся пульсации давлений, снимаемые в носовой и хвостовой частях ЛА. Именно такие перепады и вариации давлений приводят к возникновению толчков и трясок ЛА. По величине этих пульсаций можно судить о степени опасности ситуаций.

Приемник воздушного давления Пр1, установленный в носовой части самолета, воспринимает статическое и полное атмосферное давления, которые передаются к электронному датчику ДД1, где преобразуются в электрические сигналы и поступают на вход микроконтроллера МК. На другой вход микроконтроллера через ДД2 поступают сигналы с приемника Пр2, расположенного в хвостовой части самолета. Микроконтроллер вычисляет отношение давлений, которое передается в бортовой компьютер БК и выводится пилоту на шкалу индикатора И.

Использование описываемого устройства возможно не только на борту ЛА, но и на тренажерах, что позволит повысить качество подготовки летчиков профессиональным навыкам пилотирования летательными аппаратами в сложных метеоусловиях.

Изобретение относится к области измерительной техники и предназначено для повышения безопасности полетов летательных аппаратов. Способ заключается в замере полного и статического давления в носовой и хвостовой частях летательного аппарата, определении разности давлений в хвостовой и носовой частях, сравнении с допустимым значением, и по величине отклонения от допустимого судят о безопасности полета. Технический результат заключается в повышении безопасности полетов, в том числе и при воздействии на них турбулентных воздушных потоков. 2 ил.

Способ повышения безопасности полетов летательных аппаратов при воздействии на них турбулентных воздушных потоков, заключающийся в том, что замеряют полное и статическое давления в носовой части летательного аппарата, отличающийся тем, что дополнительно замеряют полное и статическое давления в хвостовой части летательного аппарата, определяют разность давлений в хвостовой и носовой частях, сравнивают с допустимым значением и по величине отклонения от которого судят о безопасности полета.