Система и способ оценки воздушной скорости летательного аппарата на основании модели накопления данных о погоде. - RU2755843C2

Чертежи

Описание

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Предложенные система и способ относятся к системе оценки воздушной скорости летательного аппарата, в частности к системе, содержащей модель накопления данных о погоде для оценки воздушной скорости во время экстремальных режимов полета.

Трубка Пито или приемник воздушного давления, обычно устанавливаемые на транспортном средстве, измеряют скорость такого транспортного средства относительно текучей среды, в которой оно совершает перемещение. В одной из областей применения приемник воздушного давления, устанавливаемый на летательный аппарат, измеряет скорость такого летательного аппарата относительно воздушной массы во время полета. Приемники воздушного давления обычно содержат полую трубку, задающую открытый конец, указывающий в направлении потока текущей среды или движения транспортного средства. Полая трубка приемника воздушного давления содержит текучую среду, такую как воздух в случае летательного аппарата. Давление в приемнике воздушного давления обеспечивает возможность измерения давления торможения, также называемого полным давлением. Для определения давления ударной нагрузки полное давление объединяют со статическим давлением, которое обычно измеряют в ином месте на фюзеляже летательного аппарата или измеряют на стороне приемника воздушного давления в случае комбинированного приемника воздушного давления. Давление ударной нагрузки используют для определения воздушной скорости летательного аппарата.

Иногда системы расчета воздушной скорости на основе приемника воздушного давления могут выдавать неточные показания воздушной скорости. Неточность показаний может быть вызвана такими проблемами, как загрязнение приемника воздушного давления и его повреждение или проблемами технического обеспечения. Некоторые примеры загрязнения приемника воздушного давления включают в себя, помимо прочего, лед, вулканический пепел и насекомых. В настоящее время существуют системы, оценивающие воздушную скорость на основании модели летательного аппарата, однако эти системы могут и не быть выполнены с возможностью точного расчета воздушной скорости, если летательный аппарат работает в экстремальных режимах полета. Экстремальные режимы полета могут содержать неустоявшиеся или высокодинамичные режимы, обычно создаваемые при маневрировании летательного аппарата, или режимы, когда летательный аппарат испытывает воздействие значительных усилий вследствие наружных ветров или турбулентности. Экстремальные режимы полета обычно определяют на основании скорости изменения угла атаки, угла бокового скольжения или угла крена. Обычный подход заключается в фиксации или сохранении постоянной оценки воздушной скорости при работе летательного аппарата в экстремальных режимах. Однако, если летательный аппарат продолжает работать в экстремальных режимах в течение периода времени, превышающего несколько секунд, это может повлиять на точность показаний воздушной скорости.

РАСКРЫТИЕ СУЩНОСТИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Настоящее изобретение направлено на улучшенную систему оценки воздушной скорости летательного аппарата, в особенности при экстремальных режимах полета. В одном из примеров предложена система оценки множества параметров воздушной скорости летательного аппарата. Система содержит один или более процессоров и память, соединенную с процессором. Память, хранящая данные, содержит базу данных и программный код, который, при его исполнении указанными одним или более процессорами, вызывает то, что система принимает множество рабочих параметров, каждый из которых представляет рабочий режим летательного аппарата. Система дополнительно выполнена с возможностью определения модельного динамического давления на основании рабочих параметров. Модельное динамическое давление основано на установившихся режимах полета летательного аппарата. Система дополнительно выполнена с возможностью определения переходного динамического давления на основании по меньшей мере отклонения температуры и вектора инерционной скорости. Переходное динамическое давление основано на экстремальных режимах полета летательного аппарата. Система выполнена с возможностью оценки устойчивости летательного аппарата во время работы на основании по меньшей мере одного из угла атаки, угла бокового скольжения и угла крена, при этом степень устойчивости является показательной в отношении экстремальных режимов полета летательного аппарата. Кроме того, система выполнена с возможностью определения, что летательный аппарат работает в экстремальных режимах полета на основании степени устойчивости. В итоге, при определении, что летательный аппарат работает в экстремальных режимах полета, система оценивает указанное множество параметров воздушной скорости на основании переходного динамического давления.

Еще в одном примере предложен способ оценки множества параметров воздушной скорости летательного аппарата. Способ включает прием множества рабочих параметров, каждый из которых представляет рабочий режим летательного аппарата посредством компьютера. Кроме того, способ включает определение, посредством компьютера, модельного динамического давления на основании рабочих параметров. Модельное динамическое давление основано на установившихся режимах полета летательного аппарата. Кроме того, способ включает определение, посредством компьютера, переходного динамического давления на основании по меньшей мере отклонения температуры и вектора инерционной скорости. Переходное динамическое давление основано на экстремальных режимах полета летательного аппарата. Способ включает оценку устойчивости летательного аппарата во время работы на основании по меньшей мере одного из угла атаки, угла бокового скольжения и угла крена. Устойчивость является показательной в отношении экстремальных режимов полета летательного аппарата. Способ включает определение, посредством компьютера, что летательный аппарат работает в экстремальных режимах полета на основании степени устойчивости. В итоге, при определении, что летательный аппарат работает в экстремальных режимах полета, способ включает оценку, посредством компьютера, множество параметров воздушной скорости на основании переходного динамического давления.

Другие задачи и преимущества предложенных способа и системы будут очевидны из приведенного далее описания, прилагаемых чертежей и прилагаемой формулы изобретения.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

На ФИГ. 1 схематически показана иллюстративная структурная схема предложенной системы расчета воздушной скорости летательного аппарата, содержащей модуль оценки воздушной скорости и модуль накопления данных о погоде.

На ФИГ. 2 показан вид летательного аппарата по ФИГ. 1, иллюстрирующий ось связанной системы координат и ось земной системы координат у летательного аппарата.

На ФИГ. 3 показан вид компьютерной системы, используемой системой расчета воздушной скорости, показанной на ФИГ. 1.

На ФИГ. 4 показан пример структурной схемы модуля оценки воздушной скорости по ФИГ. 1, содержащего подмодуль лобового сопротивления, подмодуль подъемной силы и логический подмодуль.

На ФИГ. 5 показан пример структурной схемы модуля учета ветра, температурного модуля и модуля накопления данных о погоде, показанного на ФИГ. 1.

На ФИГ. 6 показан пример структурной схемы переходного логического модуля, показанного на ФИГ. 1.

На ФИГ. 7 показан пример структурной схемы логического модуля выбора, показанного на ФИГ. 1.

ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

На ФИГ. 1 схематически показана иллюстративная структурная схема предложенной системы 10 расчета воздушной скорости. Система 10 расчета воздушной скорости непрерывно оценивает параметры воздушной скорости летательного аппарата 18, при этом она не полагается на результаты измерений, получаемых обычными приемниками воздушного давления. Система 10 расчета воздушной скорости принимает в качестве входных данных множество рабочих параметров 20, каждый из которых описан более подробно ниже. Каждый из параметров 20 представляет конкретный режим работы летательного аппарата 18. Система 10 расчета воздушной скорости содержит модуль 22 оценки воздушной скорости, модуль 24 учета ветра, температурный модуль 25, модуль 26 накопления данных о погоде, переходный логический модуль 27, логический модуль 28 выбора и модуль 29 оценки воздушной скорости.

Система 10 расчета воздушной скорости оценивает параметры воздушной скорости, используемые для постоянного расчета воздушной скорости летательного аппарата 18. В частности, система 10 расчета воздушной скорости оценивает параметры воздушной скорости во время нормальных или установившихся режимов полета, а также экстремальных режимов полета. Экстремальные режимы полета содержат неустоявшиеся или высокодинамичные режимы, создаваемые при маневрировании летательного аппарата 18 или при противостоянии этого летательного аппарата 18 существенной силе, обусловленной атмосферными ветрами или турбулентностью. Экстремальные режимы полета определяют на основании угла α атаки, угла β бокового скольжения, угла φ крена и скорости их изменения, что пояснено более подробно ниже.

Модуль 22 оценки воздушной скорости оценивает модельное динамическое давление Qbar_MDL на основании рабочих параметров 20.

Модельное динамическое давление Qbar_MDL основано на установившихся режимах полета летательного аппарата 18. То есть, другими словами, модуль 22 оценки воздушной скорости оценивает модельное динамическое давление Qbar_MDL с тем допущением, что летательный аппарат 18 не работает при экстремальных режимах полета, а работает в нормальных режимах. Модельное Qbar_MDL определяют на основании любого количества подходов. В одном из иллюстративных примеров, показанном на ФИГ. 4, модельное Qbar_MDL определяют на основании отдельных модели лобового сопротивления и модели подъемной силы летательного аппарата 18. Модель лобового сопротивления и модель подъемной силы основаны на высокоскоростных и низкоскоростных режимах работы летательного аппарата 18. В частности, система 10 расчета воздушной скорости определяет, что летательный аппарат 18 работает в высокоскоростном режиме при определении, что закрылки 31 летательного аппарата 18 (см. ФИГ. 2) убраны, и при значении оцененного числа M_MDL Маха, превышающем 0,4. Система 10 расчета воздушной скорости определяет, что летательный аппарат 18 работает в низкоскоростном режиме, при определении, что закрылки летательного аппарата 18 не убраны, или при значении оцененного числа M_MDL Маха, равном или меньшем 0,4.

Согласно ФИГ. 1, модуль 26 накопления данных о погоде оценивает переходное динамическое давление Qbar_BRC из расчета, что летательный

аппарат 18 работает в экстремальных режимах полета. Модельное динамическое давление Qber_MDL, которое основано на установившихся режимах работы летательного аппарата 18, может более не обеспечивать точные параметры воздушной скорости при экстремальных режимах полета. Согласно ФИГ. 1 и 2, модуль 26 накопления данных о погоде основан на земной координатной системе Х_E, Y_E, Z_E летательного аппарата 18, при этом ось Х_E указывает в северном направлении, ось Y_E указывает в восточном направлении, а ось Z_E указывает в вертикальном направлении вниз. Кроме того, модуль 26 накопления данных о погоде содержит вектор скорости ветра и отклонение температуры от стандартных дневных режимов, основанных на стандартной международной атмосфере (ISA), и описан подробно ниже.

Модуль 29 оценки воздушной скорости определяет параметры воздушной скорости, которые содержат оцененное динамическое давление Qbar_BST, число M_EST Маха, эквивалентную воздушную скорость Veas_BST, давление Qc_BST ударной нагрузки, откалиброванную воздушную скорость Vcas_EST и истинную воздушную скорость Vt_BST летательного аппарата 18.

Модуль 29 оценки воздушной скорости определяет параметры воздушной скорости на основании модельного динамического давления Qbar_MDL или переходного динамического давления Qbar_BRC.

Рабочие параметры 20 содержат угол α атаки, угол β бокового скольжения, множество положений поверхностей управления, положение поверхности стабилизатора, положение закрылков, положение шасси, статическое давление ps, число N1 оборотов двигателя, полную температуру Т_TOT потока воздуха, вес W летательного аппарата, ускорения или коэффициенты перегрузки, угол у наклона траектории полета, угол θ тангажа, угол φ крена, курсовой угол ψ и измеряемый вектор

инерционной скорости по оси земной системы координат. В одном из примеров вместо статического давления ps может быть использована барометрическая высота hp, а вместо числа N1 оборотов двигателя может быть использована степень повышения давления в двигателе (EPR). Поверхности управления летательного аппарата 18 содержат, среди прочего, элероны, флапероны, рули направления, интерцепторы, рули высоты, устройства балансировки и закрылки. Положения поверхностей управления представляют положение подвижных поверхностей управления полетом летательного аппарата 18. В описанных примерах положением поверхности управления может называться положение интерцепторов 8 (см. ФИГ. 2) и руля 6 направления (см. ФИГ. 2) летательного аппарата 18.

Согласно ФИГ. 2, положение поверхности стабилизатора является мерой угла установки горизонтального стабилизатора 14 относительно фюзеляжа 12 летательного аппарата 18, как видно на виде сбоку. Положение закрылков является показательным в отношении множества закрылков 31 (см. ФИГ. 2) крыльев 16. В частности, положение закрылков указывает, находятся ли закрылки 31 в убранном положении. В одном из примеров летательный аппарат 18 содержит трехпозиционный рычаг управления шасси, при этом тремя положениями являются положение «ВВЕРХУ», положение «ВНИЗУ» и положение «ВЫКЛЮЧЕНО». Положением шасси может являться положение «ВНИЗУ», положение «ВВЕРХУ» или некоторое положение между указанными положениями, если шасси находятся в переходном состоянии. Кроме того, полную температуру Т_ТOT потока воздуха называют температурой торможения и измеряют зондом для измерения полной температуры потока воздуха (не показан), установленного на воздушном летательном аппарате 18.

Коэффициент перегрузки является отношением полного аэродинамического усилия и движущего усилия, создаваемых воздушным летательным аппаратом 18, к полному весу летательного аппарата 18. Например, во время горизонтального полета летательного аппарата 18 по прямой полная подъемная сила равна полному весу. Следовательно, коэффициент перегрузки является единицей гравитационной силы. Ускорение или коэффициент перегрузки определяют одним или более акселерометрами. Однако акселерометры большинства типов действительно измеряют коэффициент перегрузки. Если акселерометры действительно точно измеряют ускорения, то в дальнейшем соответствующий коэффициент перегрузки рассчитывают путем вычитания ускорения вследствие гравитации вдоль каждой оси. Вектор

инерционной скорости, представляющий вектор скорости летательного аппарата над землей, измеряют инерциальной навигационной системой (INS) летательного аппарата 18. Инерциальная навигационная система представляет собой навигационную систему, которая не зависит от внешних или радиочастотных измерений, а вместо этого определяет положение, скорость и высоту на основании ускорения, измеряемого акселерометрами, и скорости вращения, измеряемой гироскопами.

Кроме того, на ФИГ. 2 показана связанная координатная система Х_B, Y_B, Z_B, земная координатная система Х_E, Y_E, Z_E и центр тяжести CG летательного аппарата 18. Ось Х_T является проекцией оси Х_B связанной системы координат на горизонтальную плоскость. Плоскость задана земными осями Х_E и Y_E (то есть, поверхностью Земли). Ось Z_T по существу перпендикулярна оси Х_B связанной системы координат и находится в плоскости, заданной осью Х_B связанной системы координат и осью Х_T. Угол θ тангажа измеряют между осью Х_B и осью Х_T, угол φ крена измеряют между осью Z_B и осью Z_T, а курсовой угол ψ измеряют между осью Х_E и осью Х_T.

Согласно ФИГ. 1, все параметры 20 могут быть доступны в качестве входных данных от датчиков. Однако, иногда угол α атаки, угол β бокового скольжения и статическое давление ps могут представлять собой рассчитанные или оцененные значения вместо измеренных значений. В частности, статическое давление ps может быть измерено надежным приемником статического давления, таким как отверстие для отбора статического давления, или еще в одном примере статическое давление ps может быть рассчитано на основании геометрической высоты полета летательного аппарата 18. В одном из неограничивающих примеров геометрическая высота полета может быть получена от глобальной навигационной спутниковой системы. В одном из примеров угол α атаки может быть получен из инерциальных измерений летательного аппарата 18. Однако, еще в одном подходе угол α атаки также может быть обеспечен датчиками угла атаки. Угол β бокового скольжения может быть измерен датчиком или оценен на основании модели аэродинамических боковых сил летательного аппарата 18. Еще в одном примере угол β бокового скольжения получают из инерциальных измерений.

Согласно ФИГ. 1, в одном из примеров система 10 расчета воздушной скорости может быть использована в качестве первоисточника для определения воздушной скорости летательного аппарата 18. Еще в одном подходе система 10 расчета воздушной скорости может быть использована в качестве независимого источника данных о воздушной скорости и использована для мониторинга другого источника данных о воздушной скорости, такого как, например, трубки Пито. В частности, система 10 расчета воздушной скорости может быть использована для определения точности трубки Пито (не показана). Еще в одном примере система 10 расчета воздушной скорости может быть использована в качестве только одного из источников воздушной скорости для выявления источников неточных показаний воздушной скорости.

Согласно ФИГ. 3, система 10 расчета воздушной скорости реализована на одном или более компьютерных устройств или систем, таких как иллюстративная компьютерная система 30. Компьютерная система 30 содержит процессор 32, память 34, запоминающее устройство 36 большой емкости, интерфейс 38 ввода-вывода и человеко-машинный интерфейс 40. Компьютерная система 30 функционально соединена с одним или более внешними источниками 42 посредством сети 23 или интерфейса 38 ввода-вывода. Внешние источники могут содержать, помимо прочего, серверы, базы данных, запоминающие устройства большой емкости, периферийные устройства, облачные сетевые службы или любое другое подходящее компьютерное оборудование, которое может быть использовано компьютерной системой 30.

Процессор 32 содержит одно или более устройств, выбранных из микропроцессоров, микроконтроллеров, процессоров для цифровой обработки сигналов, микрокомпьютеров, центральных вычислительных блоков, программируемых вентильных матриц, программируемых логических устройств, конечных автоматов, логических схем, аналоговых схем, цифровых схем или любых других устройств, которые управляют сигналами (аналоговыми или цифровыми сигналами) на основании рабочих инструкций, которые сохранены в памяти 34. Память 34 содержит одно запоминающее устройство или множество запоминающих устройств, в том числе, помимо прочего, постоянное запоминающее устройство (ROM), оперативное запоминающее устройство (RAM), энергозависимое запоминающее устройство, энергонезависимое запоминающее устройство, статическое оперативное запоминающее устройство (SRAM), динамическое оперативное запоминающее устройство (DRAM), флеш-память, кэш-память или любое другое устройство, выполненное с возможностью хранения информации. Запоминающее устройство 36 большой емкости содержит устройства хранения данных, такие как накопитель на жестких дисках, накопитель на оптических дисках, накопитель на магнитной ленте, энергозависимое или энергонезависимое твердотельное запоминающее устройство или любое другое устройство, выполненное с возможностью хранения информации.

Процессор 32 работает под управлением операционной системы 46, которая находится в памяти 34. Операционная система 46 управляет компьютерными ресурсами таким образом, что компьютерный программный код, реализованный в виде одного или более компьютерных программных приложений, таких как приложение 48, находящееся в памяти 34, может содержать инструкции, исполняемые процессором 32. В альтернативном примере процессор 32 может исполнять непосредственно приложение 48, при этом в данном случае операционная система 46 может быть опущена. Кроме того, одна или более структур 49 данных находятся в памяти 34 и могут быть использованы процессором 32, операционной системой 46 или приложением 48 для сохранения или обработки данных.

Интерфейс 38 ввода-вывода обеспечивает машинный интерфейс, который функционально соединяет процессор 32 с другими устройствами и системами, такими как сеть 23 или внешний источник 42. Таким образом, приложение 48 работает совместно с сетью 23 или внешним источником 42 путем установления связи посредством интерфейса 38 ввода-вывода для обеспечения различных признаков, функций, приложений, процессов или модулей, содержащих примеры настоящего изобретения. Кроме того, приложение 48 содержит программный код, исполняемый одним или более внешними источниками 42, или в противном случае основано на функциях или сигналах, обеспечиваемых другими системными или сетевыми компонентами, являющимися внешними по отношению к компьютерной системе 30. В действительности, в режимах многочисленных возможных конфигураций аппаратного обеспечения и программного обеспечения специалистам в данной области техники будет понятно, что примеры настоящего изобретения могут содержать приложения, расположенные за пределами компьютерной системы 30, распределенные среди множества компьютеров или других внешних источников 42 или обеспеченные вычислительными ресурсами (аппаратным обеспечением и программным обеспечением), обеспеченными в качестве сервиса по сети 23, такого как облачный вычислительный сервис.

Человеко-машинный интерфейс 40 функционально соединен с процессором 32 компьютерной системы 30 известным способом, что позволяет пользователю взаимодействовать непосредственно с компьютерной системой 30. Человеко-машинный интерфейс 40 может содержать видеодисплеи или буквенно-цифровые дисплеи, сенсорный экран, динамик и любые другие подходящие звуковые и визуальные индикаторы, выполненные с возможностью предоставления данных пользователю. Кроме того, человеко-машинный интерфейс 40 содержит устройства ввода и управления, такие как буквенно-цифровая клавиатура, указательное устройство, кнопочные панели, клавиши, ручки управления, микрофоны и т.п., выполненные с возможностью приема команд или входных данных от пользователя и возможностью передачи введенных входных данных в процессор 32.

База 44 данных может находиться на запоминающем устройстве 36 большой емкости и может быть использована для сбора и организации данных, используемых различными системами и модулями, описанными в данном документе. База 44 данных может содержать данные и дополнительные структуры данных, которые хранят или организуют данные. В частности, база 44 данных может быть организована с использованием любой организации или структуры баз данных, содержащей, помимо прочего, реляционную базу данных, иерархическую базу данных, сетевую базу данных или их сочетание. Система управления базами данных в форме компьютерного программного приложения, исполняющего инструкции на процессоре 32, может быть использована для получения доступа к информации или данным, сохраненным в записях базы 44 данных, в ответ на запрос, который может быть динамически определен и исполнен операционной системой 46, другими приложениями 48 или одним или более модулями.

На ФИГ. 4 показана структурная схема, иллюстрирующая модуль 22 оценки воздушной скорости, показанный на ФИГ. 1. Модуль 22 оценки воздушной скорости содержит подмодули 50, 52, 54. Подмодули 50, 52, 54 показаны в виде отдельных компонентов, что может указывать на использование техник модульного программирования. Однако конфигурация программ может уменьшить степень различия подмодулей 50, 52, 54 путем объединения по меньшей мере некоторых программных функций множества модулей в один модуль. Кроме того, функции, приписываемые подмодулям 50, 52, 54, могут быть распределены другими способами или на других системах, отличных от показанных систем. Таким образом, примеры настоящего изобретения не ограничены конкретной компоновкой систем или модулей, показанных на ФИГ. 4.

Модуль 22 оценки воздушной скорости принимает в качестве входных данных рабочие параметры 20, каждый из которых представляет рабочий режим летательного аппарата 18 (см. ФИГ. 1), и определяет модельное динамическое давление Qbar_MDL на основании рабочих параметров 20.

Модельное динамическое давление Qbar_MDL основано на установившихся режимах полета летательного аппарата 18. Подмодуль 50 представляет собой подмодуль 50 лобового сопротивления, который используют для оценки динамического давления Qbar_drag на основании лобового сопротивления, основанной на модели лобового сопротивления летательного аппарата 18 (см. ФИГ. 1). Динамическое давление Qbar_drag, основанное на лобовом сопротивлении, используют для определения динамического давления Qbar, если только летательный аппарат 18 не работает в низкоскоростном режиме. Подмодуль 52 представляет собой подмодуль 52 подъемной силы, который определяет динамическое давление Qbar_lift при низкой скорости при условии, что летательный аппарат 18 работает в низкоскоростном режиме. Логический подмодуль 54 является логическим переключателем скорости. Подмодуль 54 принимает в качестве входных данных динамическое давление Qbar_drag, определенное подмодулем 50 лобового сопротивления, и динамическое давление Qbar_lift, определенное подмодулем 52 подъемной силы, и определяет модельное динамическое давление Qbar_MDL на основании рабочих режимов летательного аппарата 18.

Как пояснено ниже, модуль 55 оценки воздушной скорости определяет модельное динамическое давление Qbar_MDL число M_MDL Маха, эквивалентную воздушную скорость Veas_MDL, давление Qc_MDL ударной нагрузки, откалиброванную воздушную скорость Vcas_MDL, и истинную воздушную скорость летательного аппарата Vt_MDL на основании входных данных. Как показано на ФИГ. 4, оцененное число M_MDL Маха возвращают в подмодули 50, 52 модуля 22 динамического давления в качестве ответных входных данных.

Ниже будет описан расчет динамического давления Qbar_drag определяемого подмодулем 50 лобового сопротивления. Подмодуль 50 лобового сопротивления принимает в качестве входных данных режимы 20 работы (см. ФИГ. 1). В частности, подмодуль 50 лобового сопротивления принимает в качестве входных данных угол α атаки, угол β бокового скольжения, положения поверхностей управления, положение поверхности стабилизатора, положение закрылков, положение шасси и оцененное число M_MDL Маха (от модуля 55 оценки воздушной скорости). Подмодуль 50 лобового сопротивления определяет коэффициент C_D лобового сопротивления по оси полусвязанной системы координат на основании входных данных и множества составляющих C_D1-C_D6. Коэффициент С_D лобового сопротивления по оси полусвязанной системы координат количественно определяет лобовое сопротивление летательного аппарата 18 по оси полусвязанной системы координат, создаваемое в высокоскоростном режиме. Как пояснено ниже, модельное динамическое давление Qbar_MDL определяют на основании коэффициента С_D лобового сопротивления по оси полусвязанной системы координат.

Составляющие C_D1-С_D6 являются табличными функциями входных данных (то есть, угол α атаки, угол β бокового скольжения, положения поверхностей управления, положения поверхности стабилизатора, положение закрылков, положение шасси и оцененное число M_MDL Маха). В одном из примеров коэффициент C_D лобового сопротивления по оси полусвязанной системы координат определяют уравнением 1 следующим образом:

где

«Flap» представляет положение закрылков, являющееся показательным в отношении положения закрылков 31 (см. ФИГ. 2) крыльев 16,

«Gear» представляет положение шасси,

«Spoiler» представляет положение интерцепторов 8 (см. ФИГ. 2),

«Stabilizer» представляет положение поверхности стабилизатора, а

«rudder» представляет положение руля направления 6 летательного аппарата 18 (см. ФИГ. 2).

Каждую из составляющих C_D1-С_D6 определяют на основании соответствующих таблиц поиска, сохраненных в памяти 34 в системе 10 расчета воздушной скорости (см. ФИГ. 3). Например, составляющую_CD1 определяют путем взятия конкретных значений угла α атаки и оцененного числа М_MDL Маха, нахождения этих значений в одной из таблиц поиска и последующего определения составляющей C_D1 на основании конкретных значений угла α атаки и оцененного числа M_MDL Маха. Кроме того, каждую из составляющих C_D4-C_D6 определяют на основании трехмерной таблицы поиска. В альтернативном примере составляющие C_D1-С_D6 определяют на основании математических функций, таких как полиномы.

Подмодуль 50 лобового сопротивления определяет направленную вперед составляющую T_XS силы тяги по оси полусвязанной системы координат на основании числа N1 оборотов двигателя или степени повышения давления в двигателе (EPR), статического давления ps или высоты, полной температуры Т_ТOT потока воздуха, оценки числа М_MDL Маха, угла α атаки и угла β бокового скольжения. Кроме того, в качестве дополнения подмодуль 50 лобового сопротивления принимает в качестве входных данных показатель угла X_fct установки двигателя, определяемый по отношению к оси Х_B связанной системы координат (см. ФИГ. 2), и показатель угла z_FCT установки двигателя, определяемый по отношению к оси Z_B связанной системы координат (см. ФИГ. 2). Оба показателя углов x_fct, z_fct установки двигателя являются геометрическими постоянными и имеют фиксированные значения, основанные на конкретном месте установки турбореактивного двигателя летательного аппарата 18 (не показан).

Полная сила тяги турбореактивного двигателя летательного аппарата (не показан на чертежах) является силой тяги, создаваемой выходным потоком турбореактивного двигателя летательного аппарата. Подмодуль 50 лобового сопротивления определяет две составляющие G_XB и G_ZB полной силы тяги. Составляющая G_XB полной силы тяги является полной силой тяги по отношению к оси Х_B связанной системы координат (см. ФИГ. 2), а составляющая G_ZB полной силы тяги является полной силой тяги по отношению к оси Z_B связанной системы координат (см. ФИГ. 2). Составляющую G_XB полной силы тяги определяют на основании уравнения 2, а составляющую G_ZB полной силы тяги определяют на основании уравнения 3. Уравнения 2 и 3 приведены ниже:

где Т1 является табличной функцией числа N1 оборотов двигателя, статического давления ps, оцененного числа M_MDL Маха и полной температуры Т_ТOT потока воздуха.

Подмодуль 50 лобового сопротивления дополнительно определяет силу воздушного сопротивления R_d обратной тяги. Сила воздушного сопротивления R_d обратной тяги представляет лобовое сопротивление, вызванное движущей силой воздуха, поступающего в турбореактивный двигатель летательного аппарата 18 (не показан). Силу воздушного сопротивления R_D обратной тяги определяют уравнением 4 следующим образом:

где Т2 является табличной функцией числа N1 оборотов двигателя, статического давления ps, оцененного числа M_MDL Маха и полной температуры T_TOT потока воздуха.

Подмодуль 50 лобового сопротивления определяет направленную вперед составляющую T_XC силы тяги по оси полусвязанной системы координат путем вычитания силы воздушного сопротивления обратной тяги из полной силы тяги двигателя. Сила воздушного сопротивления обратной тяги представляет собой лобовое сопротивление, вызванное движущей силой воздуха, поступающего в турбореактивный двигатель летательного аппарата 18, а полная сила тяги двигателя является силой тяги, создаваемой турбореактивным двигателем летательного аппарата во время статических режимов. В частности, направленную вперед составляющую T_XC силы тяги по оси полусвязанной системы координат определяют уравнением 5 следующим образом:

Подмодуль 50 лобового сопротивления оценивает динамическое давление Qbar_drag, создаваемое при работе летательного аппарата 18 в высокоскоростных режимах, на основании коэффициента C_D лобового сопротивления по оси полусвязанной системы координат, направленной вперед составляющей T_XS силы тяги по оси полусвязанной системы координат, веса W летательного аппарата, ускорения/коэффициентов перегрузки Nx, Nz, угла α атаки и базовой площади S_ref. Базовая площадь S_ref представляет площадь крыла в плане. Динамическое давление Qbar_drag, основано на силе вдоль оси полусвязанной системы координат летательного аппарата 18. Уравнение 6 определяет коэффициент перегрузки вдоль оси N_XS полусвязанной системы координат, а Уравнение 7 определяет динамическое давление Qbar_drag, создаваемое в высокоскоростном режиме.

Ниже будет описан расчет динамического давления Qbar_bft, определенного подмодулем 52 подъемной силы. Подмодуль 52 подъемной силы определяет коэффициент C_L подъемной силы по оси связанной системы координат, который соответствует подъемной силе, создаваемой вдоль вертикальной оси Z_B связанной системы координат (см. ФИГ. 2) при работе летательного аппарата 18 на низкой скорости. Как пояснено ниже, модельное динамическое давление Qbar_MDL определяют на основании коэффициента C_L подъемной силы по оси связанной системы координат.

Коэффициент C_L подъемной силы по оси связанной системы координат определяют на основании угла α атаки, угла β бокового скольжения, положения поверхностей управления, положения поверхности стабилизатора, положения закрылков, положения шасси и оцененного числа M_MDL Маха. Аналогично коэффициенту C_D лобового сопротивления по оси полусвязанной системы координат, коэффициент C_L подъемной силы по оси связанной системы координат определяют на основании множества составляющих C_L1-C_L6. Составляющие C_L1-CL₆ являются табличными функциями входных данных (угла α атаки, угла β бокового скольжения, положения поверхностей управления, положения поверхности стабилизатора, положения закрылков, положения шасси и оцененного числа M_MDL Маха), а коэффициент C_L подъемной силы по оси связанной системы координат определяют уравнением 8 следующим образом:

Модель 82 силы тяги по оси связанной системы координат определяет движущую подъемную силу по оси связанной системы координат, обозначаемую как T_ZB, уравнением 9 следующим образом:

Динамическое давление Qbar_bft основано на усилии вдоль

вертикальной оси Z_B связанной системы координат (см. ФИГ. 2). Уравнение 10 определяет динамическое давление Qbar_bft следующим образом:

Логический подмодуль 54 принимает динамическое давление Qbar_drag от подмодуля 50 лобового сопротивления и динамическое давление Qbar_bft от подмодуля 52 подъемной силы. Логический подмодуль 54 оценивает модельное динамическое давление Qbar_MDL на основании по меньшей мере одного из динамического давления Qbar_drag от подмодуля 50 лобового сопротивления и динамического давления Qbar_bft. В частности, логический подмодуль 54 принимает в качестве входных данных оцененное число M_MDL Маха и положение закрылков. Положение закрылков является индикацией того, убраны ли закрылки 31 (см. ФИГ. 2). При значении оцененного числа M_MDL Маха более приблизительно 0,4 и при нахождении закрылков 31 в убранном положении, логический подмодуль 54 выбирает динамическое давление Qbar_drag от подмодуля 50 лобового сопротивления в качестве модельного динамического давления Qber_MDL. При значении оцененного числа M_MDL Маха менее приблизительно 0,4 или при нахождении закрылков 31 в выпущенном положении, логический подмодуль 54 выбирает динамическое давление от подмодуля 52 подъемной силы в качестве модельного динамического давления Qbar_MDL.

Кроме того, логический подмодуль 54 содержит логическую схему гистерезисной функции. При значении оцененного числа M_MDL Маха, превышающем приблизительно 0,4 с погрешностью приблизительно 0,02, логическая схема гистерезисной функции определяет, что летательный аппарат 18 переключается из режима низкой скорости в режим высокой скорости. Аналогичным образом, при значении оцененного числа M_MDL Маха, равном или меньшем приблизительно 0,4 с погрешностью приблизительно 0,02, логическая схема гистерезисной функции определяет, что происходит переключение летательного аппарата 18 из высокоскоростного режима в низкоскоростной режим. Логическая схема гистерезисной функции может по существу предотвратить постоянное переключение между двумя источниками, если число M_MDL Маха недалеко от порогового значения 0,4.

Кроме того, логический подмодуль 54 содержит алгоритм сопряжения, который обеспечивает плавный переход по мере переключения модельного динамического давления Qber_MDL из одного исходного значения в другое. В частности, значение модельного динамического давления Qbar_MDL переключают между динамическим давлением Qbar_drag и динамическим давлением Qbar_bft на основании алгоритма сопряжения, который постепенно изменяет значение модельного динамического давления Qbar_MDL в течение заданного периода времени. Период времени перехода между значениями динамических давлений Qbar_drag, и Qbar_bft составляет приблизительно несколько секунд. Алгоритм сопряжения может быть основан на любом количестве различных подходов, таких как, помимо прочего, переключение без переходных процессов.

На ФИГ. 5 показана структурная схема ветряного модуля 24, температурного модуля 25 и модуля 26 накопления данных о погоде, показанного на ФИГ. 1. Как пояснено ниже, переходное динамическое давление Qbar_BRC определяют на основании отклонения ΔТ температуры, измеренного вектора

инерционной скорости по оси земной системы координат и вектора скорости ветра по оси земной системы координат при работе летательного аппарата 18 (см. ФИГ. 1) при экстремальных режимах полета. Температурный модуль 25 принимает в качестве входных данных полную температуру Т_TOT потока воздуха, статическое давление ps (или барометрическую высоту hp) и оцененное число M_MDL Маха.

Температурный модуль 25 определяет отклонение ΔТ температуры на основании входных данных. Отклонение ΔТ температуры является разницей между температурой Т_AMB окружающей среды и стандартной дневной температурой T_STD. Температурный модуль 25 определяет стандартную дневную температуру T_STD в блоке 56 на основании статического давления ps или барометрической высоты hp. Температуру Т_AMB окружающей среды определяют в блоке 58 с использованием полной температуры Т_TOT потока воздуха и оцененного числа M_MDL Маха уравнением 11 следующим образом:

Модуль 24 учета ветра содержит блок 60 воздушной скорости, блок 62 вектора воздушной скорости по оси связанной системы координат, блок 64 вектора воздушной скорости по оси земной системы координат и блок 66 вектора инерционной скорости. Блок 60 воздушной скорости определяет истинную воздушную скорость Vt на основании полной температуры Т_TOTпотока воздуха и оцененного числа M_MDL Маха. Истинная воздушная скорость Vt указывает на скорость летательного аппарата 18 относительно воздушной массы, в которой летит летательный аппарат 18, и определяется уравнением 12 следующим образом:

Блок 62 вектора воздушной скорости по оси связанной системы координат принимает в качестве входных данных истинную воздушную скорость Vt, угол α атаки и угол β бокового скольжения и определяет вектор

воздушной скорости по оси связанной системы координат. В частности, вектор воздушной скорости по оси связанной системы координат определяют уравнением 13 следующим образом:

где

являются единичными векторами вдоль соответственно осей Х_B, Y_B, Z_B связанной системы координат (показанных на ФИГ. 2), а три составляющие по оси связанной системы координат выражены следующим образом:

ua=Vt cosαcosβ

va=Vt sinβ

wa=Vt sinα cosβ

Блок 64 вектора воздушной скорости по оси земной системы координат принимает в качестве входных данных вектор

воздушной скорости по оси связанной системы координат, угол θ тангажа, угол φ крена и курсовой угол ψ и определяет вектор воздушной скорости по оси земной системы координат. В частности, вектор воздушной скорости по оси земной системы координат определяют на основании преобразования Эйлера фюзеляж-земля, которое выражено в уравнении 14 следующим образом:

где

- составляющая воздушной скорости в северном направлении (то есть по оси Х_E, показанной на ФИГ. 2), составляющая воздушной скорости в восточном направлении (то есть по оси Y_E, показанной на ФИГ. 2), а - составляющая воздушной скорости в вертикальном направлении (то есть по оси Z_E, показанной на ФИГ. 2). Вектор воздушной скорости по оси земной системы координат определяют уравнением 15 следующим образом:

где

являются единичными векторами соответственно вдоль земных осей Х_E, Y_E, Z_E координат.

В итоге, вектор

скорости ветра по оси земной системы координат определяют на основании разницы между вектором инерционной скорости по оси земной системы координат и вектором воздушной скорости по оси земной системы координат. Измеренный вектор инерционной скорости по оси земной системы координат определяют уравнением 16 следующим образом:

Как показано на ФИГ. 5, вектор

скорости ветра по оси земной системы координат и отклонение ΔТ температуры принимают в качестве входных данных модулем 26 накопления данных о погоде. Модуль 26 накопления данных о погоде отправляет вектор скорости ветра по оси земной системы координат и отклонение ΔТ температуры в переходный логический модуль 27 (см. ФИГ. 1). На ФИГ. 6 показан переходный логический модуль 27. Переходный логический модуль 27 содержит блок 70 вектора воздушной скорости по оси земной системы координат, блок 72 вектора воздушной скорости по оси связанной системы координат, блок 74 температуры окружающей среды и блок 76 параметров воздушной скорости.

Блок 70 вектора воздушной скорости по оси земной системы координат принимает в качестве входных данных измеренный вектор

инерционной скорости по оси земной системы координат и вектор скорости ветра по оси земной системы координат и определяет переходный вектор воздушной скорости по оси земной системы координат на основании входных данных. Вектор воздушной скорости по оси земной системы координат определяют уравнением 17 следующим образом:

Вектор

воздушной скорости по оси земной системы координат основан на северной (то есть, ось Х_Е, показанной на ФИГ. 2), восточной (то есть, ось Y_E, показанной на ФИГ. 2) и вертикальной (то есть, ось Z_E, показанной на ФИГ. 2) воздушных скоростях.

Блок 72 переходного вектора воздушной скорости по оси связанной системы координат принимает в качестве входных данных вектор

воздушной скорости по оси земной системы координат от блока 70 вектора воздушной скорости по оси земной системы координат, угол в тангажа, угол φ крена и курсовой угол ψ и определяет переходный вектор воздушной скорости по оси связанной системы координат на основании входных данных. В частности, вектор воздушной скорости по оси связанной системы координат определяют на основании преобразования Эйлера земля-фюзеляж, которое выражено в уравнении 18 следующим образом:

где ua_BRG, va_BRG и wa_BRG представляют составляющие фюзеляжа вектора

воздушной скорости по оси связанной системы координат следующим образом:

где

- составляющая воздушной скорости по оси земной системы координат в северном направлении (то есть по оси Х_E, показанной на ФИГ. 2), - составляющая воздушной скорости по оси земной системы координат в восточном направлении (то есть по оси Y_E, показанной на ФИГ. 2), а - составляющая воздушной скорости по оси земной системы координат в вертикальном направлении (то есть по оси Z_E, показанной на ФИГ. 2). Блок 74 температуры окружающей среды принимает в качестве входных данных стандартную дневную температуру T_STD и отклонение ΔТ температуры и определяет переходную температуру T_BRC окружающей среды на основании входных данных. Температуру T_BRC окружающей среды определяют следующим уравнением 20:

Согласно ФИГ. 6, блок 76 параметров воздушной скорости принимает в качестве входных данных переходную температуру T_BRC окружающей среды, статическое давление ps или барометрическую высоту hp и вектор

воздушной скорости по оси связанной системы координат. В дальнейшем блок 76 параметров воздушной скорости определяет переходную истинную воздушную скорость Vt_BRC, число M_BRC Маха, динамическое давление Qbar_BRC, эквивалентную воздушную скорость Veas_BRC, давление Qc_BRC ударной нагрузки, откалиброванную воздушную скорость Vcas_BRC, угол α_BRC атаки и угол β_BRC бокового скольжения согласно уравнениям 21-28 следующим образом:

Истинная воздушная скорость (в узлах):

Число Маха:

Динамическое давление (фунтов/футы²):

Эквивалентная воздушная скорость (в узлах, где 1 узел=0,514 м/с):

Давление ударной нагрузки (фунтов/футы², где 1 фунт/фут²=47,88 Па:

Откалиброванная скорость (в узлах, где 1 узел=0,514 м/с):

где р₀ является стандартным дневным давлением на уровне моря.

Угол атаки:

Угол бокового скольжения:

Множество параметров, определенных блоком 76 параметров воздушной скорости, выраженном в уравнениях 21-28, используют при работе летательного аппарата при неустоявшихся или высокодинамичных режимах. Это обусловлено тем, что модельное динамическое давление Qbar_MDL, оцененное модулем 22 оценки воздушной скорости, может уже и не быть точным.

Согласно ФИГ. 1, логический модуль 28 выбора принимает в качестве входных данных угол α атаки, угол β бокового скольжения, угол φ крена, переходное динамическое давление Qbar_BRG и модельное динамическое давление Qbar_MDL. На ФИГ. 7 показан вид логического модуля 28 выбора.

Как показано на ФИГ. 7, модуль 28 выбора содержит сглаживающий фильтр 80 для угла α атаки, сглаживающий фильтр 82 для угла β бокового скольжения и сглаживающий фильтр 84 для угла φ крена. Кроме того, модуль 28 выбора содержит блок 86 устойчивости по углу атаки, блок 88 устойчивости по углу бокового скольжения и блок 90 устойчивости по углу крена, которые используют для оценки степени устойчивости летательного аппарата 18 (см. ФИГ. 1) во время работы и которые пояснены более подробно ниже. Кроме того, модуль 28 выбора содержит логический блок 92 и блок 94 переключения выбора и сглаживания перехода.

Сглаживающие фильтры 80, 82, 84 представляют собой фильтры верхних частот, которые захватывают производную низкочастотных составляющих входных данных. Сглаживающий фильтр 80 принимает в качестве входных данных угол α атаки и определяет производную угла

атаки. Сглаживающий фильтр 82 принимает в качестве входных данных угол β бокового скольжения и определяет производную угла бокового скольжения. Сглаживающий фильтр 84 принимает в качестве входных данных угол φ крена и определяет производную угла крена.

Модуль 28 выбора оценивает степень устойчивости летательного аппарата 18 на основании по меньшей мере одного из угла α атаки, угла β бокового скольжения и угла φ крена, при этом степень устойчивости является показательной в отношении экстремальных режимов полета летательного аппарата 18. В частности, блок 86 устойчивости по углу атаки принимает в качестве входных данных угол α атаки и производную угла

атаки и определяет, превышает ли угол атаки α минимальный угол α_MIN атаки и меньше ли максимального угла α_MAX атаки (то есть, α_MIN<α<α_MAX).

В одном из неограничивающих примеров минимальный угол α_MIN атаки составляет приблизительно ноль градусов, а максимальный угол α_MAX атаки составляет приблизительно десять градусов. Кроме того, блок 86 устойчивости по углу атаки определяет, меньше ли абсолютное значение производной

угла атаки максимального значения производной. В одном из иллюстративных примеров максимальное значение составляет приблизительно 2°/секунду.

Выходные данные блока 86 устойчивости по углу атаки выражены в форме утверждения «истина» или «ложь». При определении, что угол атаки α больше минимального угла α_MIN атаки и меньше максимального угла α_MAX атаки, а абсолютное значение производной

угла атаки меньше максимального значения производной, блок 86 устойчивости по углу атаки возвращает значение «истина», которое является показательным в отношении работы летательного аппарата 18 (см. ФИГ. 1) в установившихся режимах полета. Однако, в ответ на то, что угол α атаки и/или абсолютное значение производной угла атаки находятся за пределами диапазона, блок 86 устойчивости по углу атаки возвращает значение «ложь», которое указывает на экстремальные режимы полета. Кроме того, выходные данные также могут указывать на то, насколько угол α атаки и производная угла атаки вышли за пределы диапазона.

Аналогичным образом, блок 88 устойчивости по углу бокового скольжения принимает в качестве входных данных угол β бокового скольжения и производную угла

бокового скольжения и определяет, меньше ли абсолютное значение угла бокового скольжения максимального угла β_МАХ бокового скольжения (то есть, ). В одном из неограничивающих примеров максимальный угол β_MAX бокового скольжения составляет приблизительно четыре градуса. Кроме того, блок 88 устойчивости по углу бокового скольжения определяет, меньше ли абсолютное значение производной угла бокового скольжения максимального значения производной В одном из примеров максимальное значение составляет приблизительно 2°/секунду.

Выходные данные блока 88 устойчивости по углу бокового скольжения выражены в форме утверждения «истина» или «ложь». При определении, что абсолютное значение угла

бокового скольжения меньше максимального угла бокового скольжения, а абсолютное значение производной угла бокового скольжения меньше максимального значения производной блок 88 устойчивости по углу бокового скольжения возвращает значение «истина», которое является показательным в отношении работы летательного аппарата 18 (см. ФИГ. 1) в установившихся режимах полета. Однако, в ответ на то, что абсолютное значение угла β бокового скольжения и/или абсолютное значение производной угла бокового скольжения выходят за пределы диапазона, блок 88 угла бокового скольжения возвращает значение «ложь», которое указывает на экстремальные режимы полета.

В итоге, блок 90 устойчивости по углу крена принимает в качестве входных данных угол φ крена и производную угла

крена и определяет, меньше ли абсолютное значение угла крена максимального угла φ_MAX крена. В одном из примеров максимальный угол φ_MAX крена составляет приблизительно пять градусов. Кроме того, блок 90 устойчивости по углу крена определяет, меньше ли абсолютное значение производной угла крена максимального значения В одном из неограничивающих примеров максимальное значение составляет приблизительно 2°/секунду.

Выходные данные блока 90 устойчивости по углу крена выражены в форме утверждения «истина» или «ложь». При определении, что абсолютное значение угла

крена меньше максимального угла φ_MAX крена, а абсолютное значение производной угла крена меньше максимального значения блок 90 устойчивости по углу крена возвращает значение «истина», которое является показательным в отношении работы летательного аппарата 18 (см. ФИГ. 1) в установившемся режиме полета. Однако, в ответ на то, что абсолютное значение угла крена и/или абсолютное значение производной угла крена находятся за пределами диапазона, блок 90 устойчивости по углу крена возвращает значение «ложь», которое указывает на экстремальные режимы полета.

В дальнейшем выходные данные блока 86 устойчивости по углу атаки, блока 88 устойчивости по углу бокового скольжения и блока 90 устойчивости по углу крена отправляют в блок 94 переключения выбора и сглаживания перехода. При определении, что каждый из режимов в блоке 86 устойчивости по углу атаки, блоке 88 устойчивости по углу бокового скольжения и блоке 90 устойчивости по углу крена являются истинными, блок 94 определяет, что летательный аппарат 18 работает в аэродинамически установившихся режимах. Следовательно, блок 94 выбирает модельное динамическое давление Qbar_MDL, оцененное модулем 22 оценки воздушной скорости (см. ФИГ. 1). При определении, что по меньшей мере один из режимов в блоке 86 устойчивости по углу атаки, блоке 88 устойчивости по углу бокового скольжения и блоке 90 устойчивости по углу крена является ложным, блок 94 определяет, что летательный аппарат 18 (см. ФИГ. 1) работает при неустоявшихся или высокодинамичных режимах. Следовательно, блок 94 выбирает переходное динамическое давление Qbar_BRC.

Блок 94 переключения выбора и сглаживания перехода обеспечивает плавный переход по мере переключения оцененного динамического давления Qbar_BST из одного исходного значения в другое. В частности, значение оцененного динамического давления Qbar_BST переключают между модельным динамическим давлением Qbar_MDL и переходным динамическим давлением Qbar_BRC на основании логического блока 92. Блок 94 постепенно изменяет значение оцененного динамического давления Qbar_BST в течение заданного периода времени. Период времени перехода между значениями модельного динамического давления Qbar_MDL, и Qbar_BRC составляет приблизительно несколько секунд.

Согласно ФИГ. 1, модельное динамическое давление Qbar_MDL или переходное динамическое давление Qbar_BRC задают в качестве оцененного динамического давления Qbar_BST. Оцененное динамическое давление Qbar_BST в дальнейшем отправляют в модуль 29 оценки параметров воздушной скорости. В дальнейшем модуль 29 оценки параметров воздушной скорости определяет параметры воздушной скорости, которые содержат оцененное число M_BST Маха, эквивалентную воздушную скорость Veas_BST, давление Qc_BST ударной нагрузки, откалиброванную воздушную скорость Vcas_BST и истинную воздушную скорость Vt_BST летательного аппарата 18. Параметры воздушной скорости используют для постоянного расчета воздушной скорости летательного аппарата 18. Истинная воздушная скорость Vt_BST представляет скорость летательного аппарата 18 по отношению к набегающему воздушному потоку, а эквивалентная воздушная скорость Veas_BST является истинной воздушной скоростью, скорректированной на плотность локального воздуха. Откалиброванную воздушную скорость Vcas_BST вычисляют на основании давления Qc_BST ударной нагрузки.

Оцененное число M_BSX Маха определяют уравнением 29, эквивалентная воздушная скорость Veas_BST основана на уравнении 30, давление Qc_BST ударной нагрузки основано на уравнении 31, откалиброванная воздушная скорость Vcas_BST основана на уравнении 32, а истинная воздушная скорость Vt_BST основана на уравнении 33:

где эквивалентная воздушная скорость Veas_BST, откалиброванная воздушная скорость Vcat_BST и истинная воздушная скорость Vt_BST измерены в узлах, динамическое давление Qbar_BST и давление Qc_BST ударной нагрузки приведены в фунтах на квадратный фут (1 фунт/фут²=47,88 Па), р₀ является стандартным дневным давлением на уровне моря, а полная температура Т_ТOT потока воздуха выражена в Кельвинах. Таким образом, при определении, что летательный аппарат 18 работает в экстремальных режимах полета, система 10 расчета воздушной скорости оценивает множество параметров воздушной скорости на основании переходного динамического давления (Qbar_BRC). Аналогичным образом, при определении, что летательный аппарат 18 работает в установившихся режимах полета, система 10 расчета воздушной скорости оценивает множество параметров воздушной скорости на основании модельного динамического давления (Qbar_MDL).

Согласно чертежам, предложенная система расчета воздушной скорости обеспечивает надежный подход для оценки воздушной скорости вне зависимости от результатов измерений обычных насадок для измерения полного давления. Кроме того, предложенная система расчета воздушной скорости содержит модуль накопления данных о погоде, который оценивает модельные параметры воздушной скорости и модельные углы атаки и бокового скольжения при работе летательного аппарата в экстремальных режимах полета. Следовательно, система расчета воздушной скорости обеспечивает относительно точную оценку параметров воздушной скорости, даже когда летательный аппарат работает в режиме, в которых обычные модели воздушной скорости могут и не быть выполнены с возможностью точного определения параметров воздушной скорости. В действительности, известные системы могут окончательно установить или сохранить постоянной оценку воздушной скорости при нахождении летательного аппарата в динамическом состоянии. Однако, если летательный аппарат продолжает работать в динамическом состоянии в течение периода времени, превышающего несколько секунд, это может повлиять на точность показаний. Предложенная система обеспечивает надежный подход к оценке угла атаки и угла бокового скольжения с использованием вектора инерционной скорости, вектора скорости ветра и отклонения температуры, основанного на стандартной дневной температуре, когда летательный аппарат работает в динамическом состоянии.

Кроме того, настоящее изобретение содержит примеры согласно следующим пунктам:

Пункт 1. Система (10) оценки множества параметров воздушной скорости для постоянного расчета воздушной скорости летательного аппарата (18), содержащая:

один или более процессоров (32) и

память (34), соединенную с указанными одним или более процессорами (32) и хранящую данные, содержащие базу данных (44) и программный код, который, при его исполнении указанными одним или более процессорами (32), побуждает указанную систему (10):

принимать множество рабочих параметров (20), каждый из которых представляет рабочий режим летательного аппарата (18);

определять модельное динамическое давление (Qbar_MDL) на основании указанных рабочих параметров (20), при этом модельное динамическое давление (Qbar_MDL) основано на установившихся режимах полета летательного аппарата (18);

определять переходное динамическое давление (Qbar_BRC) на основании по меньшей мере отклонения ΔТ температуры и вектора инерционной скорости, при этом переходное динамическое давление (Qbar_BRC) основано на экстремальных режимах полета летательного аппарата (18);

оценивать устойчивость летательного аппарата (18) во время работы на основании по меньшей мере одного из угла атаки, угла бокового скольжения и угла крена, при этом устойчивость является показательной в отношении экстремальных режимов полета летательного аппарата (18);

определять, что летательный аппарат (18) работает в экстремальных режимах полета на основании степени устойчивости, а

при определении, что летательный аппарат (18) работает в экстремальных условиях полета, оценивает указанное множество параметров воздушной скорости на основании переходного динамического давления (Qbar_BRC).

Пункт 2. Система (10) по пункту 1, выполненная с возможностью определения, что летательный аппарат (18) работает в установившихся режимах полета, на основании степени устойчивости.

Пункт 3. Система (10) по пункту 2, выполненная с возможностью оценки указанного множества параметров воздушной скорости на основании модельного динамического давления (Qbar_MDL) при определении, что летательный аппарат (18) работает при установившихся режимах полета.

Пункт 4. Система (10) по пункту 1, в которой отклонение температуры основано на разнице между температурой (Т_AMB) окружающей среды и стандартной дневной температурой (T_STD).

Пункт 5. Система (10) по пункту 1, в которой переходное динамическое давление (Qbar_BRC) определено на основании вектора скорости ветра по оси земной системы координат, определенного на основании разницы между вектором инерционной скорости и вектором воздушной скорости по оси земной системы координат.

Пункт 6. Система (10) по пункту 5, в которой вектор воздушной скорости по оси земной системы координат определен следующим образом:

где

- вектор воздушной скорости по оси земной системы координат,

- составляющая воздушной скорости по оси земной системы координат в северном направлении,

- составляющая воздушной скорости по оси земной системы координат в восточном направлении,

- составляющая воздушной скорости по оси земной системы координат в вертикальном направлении, а

- единичные векторы соответственно вдоль земных осей Х_E, Y_E, Z_E координат летательного аппарата (18).

Пункт 7. Система (10) по пункту 1, в которой оценка устойчивости летательного аппарата (18) основана на угле атаки и абсолютном значении производной угла атаки.

Пункт 8. Система (10) по пункту 7, дополнительно выполненная с возможностью возврата значения «истина», указывающего на то, что летательный аппарат (18) работает в установившихся режимах полета, при определении, что угол атаки больше минимального угла атаки и меньше максимального угла атаки и что абсолютное значение производной угла атаки меньше максимального значения производной.

Пункт 9. Система (10) по пункту 1, в которой оценка устойчивости летательного аппарата (18) основана на абсолютном значении угла бокового скольжения и абсолютном значении производной угла бокового скольжения.

Пункт 10. Система (10) по пункту 9, дополнительно выполненная с возможностью возврата значения «истина», указывающего на то, что летательный аппарат (18) работает в установившихся режимах полета, при определении, что абсолютное значение угла бокового скольжения меньше максимального угла бокового скольжения и что абсолютное значение производной угла бокового скольжения меньше максимального значения производной.

Пункт 11. Система (10) по пункту 1, в которой оценка устойчивости летательного аппарата (18) основана на абсолютном значении угла крена и абсолютном значении производной угла крена.

Пункт 12. Система (10) по пункту 11, дополнительно выполненная с возможностью возврата значения «истина», указывающего на то, что летательный аппарат (18) работает в установившихся режимах полета, при определении, что абсолютное значение угла крена меньше максимального угла крена и что абсолютное значение производной угла крена меньше максимального значения производной.

Пункт 13. Система (10) по пункту 1, в которой модельное динамическое давление (Qbar_MDL) определено на основании коэффициента (C_D) лобового сопротивления по оси полусвязанной системы координат, который количественно определяет лобовое сопротивление летательного аппарата (18) по оси полусвязанной системы координат, создаваемое в высокоскоростном режиме.

Пункт 14. Система (10) по пункту 1, в которой модельное динамическое давление (Qbar_MDL) определено на основании коэффициента (C_L) подъемной силы по оси связанной системы координат, который соответствует подъемной силе летательного аппарата (18), создаваемой вдоль вертикальной оси связанной системы координат в низкоскоростном режиме.

Пункт 15. Способ оценки множества параметров воздушной скорости для постоянного расчета воздушной скорости летательного аппарата (18), включающий:

прием посредством компьютера (30) множества рабочих параметров (20), каждый из которых представляет рабочий режим летательного аппарата (18);

определение посредством компьютера (30) модельного динамического давления (Qbar_MDL) на основании указанных рабочих параметров 20, при этом модельное динамическое давление (Qbar_MDL) основано на установившихся режимах полета летательного аппарата (18);

определение посредством компьютера (30) переходного динамического давления (Qbar_BRC) на основании по меньшей мере отклонения температуры, вектора скорости ветра и вектора инерционной скорости, при этом переходное динамическое давление (Qbar_BRC) основано на экстремальных режимах полета летательного аппарата (18);

оценку устойчивости летательного аппарата (18) во время работы на основании по меньшей мере одного из угла атаки, угла бокового скольжения и угла крена, при этом устойчивость является показательной в отношении экстремальных режимов полета летательного аппарата (18);

определение посредством компьютера (30), что летательный аппарат (18) работает в экстремальных режимах полета на основании степени устойчивости, а

при определении, что летательный аппарат (18) работает в экстремальных режимах полета, оценку посредством компьютера (30) указанного множества параметров воздушной скорости на основании переходного динамического давления (Qbar_BRC).

Пункт 16. Способ по пункту 15, включающий определение того, что летательный аппарат (18) работает в установившихся режимах полета, на основании степени устойчивости.

Пункт 17. Способ по пункту 16, включающий оценку указанного множества параметров воздушной скорости на основании модельного динамического давления (Qbar_MDL) при определении, что летательный аппарат (18) работает в установившихся режимах полета.

Пункт 18. Способ по пункту 15, включающий определение отклонения температуры на основании разницы между температурой (Т_AMB) окружающей среды и стандартной дневной температурой (T_STD).

Пункт 19. Способ по пункту 15, включающий определение переходного динамического давления (Qbar_BRC) на основании вектора скорости ветра по оси земной системы координат, определенного на основании разницы между вектором инерционной скорости и вектором воздушной скорости по оси земной системы координат.

Пункт 20. Способ по пункту 19, включающий определение вектора воздушной скорости по оси земной системы координат на основании следующего уравнения:

где

- вектор воздушной скорости по оси земной системы координат,

- составляющая воздушной скорости по оси земной системы координат в северном направлении,

- составляющая воздушной скорости по оси земной системы координат в восточном направлении,

- составляющая воздушной скорости по оси земной системы координат в вертикальном направлении, а

- единичные векторы соответственно вдоль земных осей Х_E, Y_E, Z_E координат летательного аппарата (18).

Несмотря на то, что формы устройства и способов, описанных в данном документе, составляют предпочтительные примеры настоящего изобретения, следует понимать, что настоящее изобретение не ограничено этими точными формами устройства и способов, а изменения могут быть реализованы в настоящем изобретении без выхода за рамки его объема.

Реферат

Группа изобретений относится к системе и способу оценки множества параметров воздушной скорости. Система содержит один или более процессоров и память, хранящую данные и программный код, который при его исполнении процессором, приводит к осуществлению способа, заключающегося в том, что принимают множество рабочих параметров, представляющих рабочие режимы летательного аппарата, на основании которых определяют модельное динамическое давление, основанное на установившихся режимах полета, определяют переходное динамическое давление, основанное на экстремальных режимах полета, на основании отклонения температуры и вектора инерционной скорости оценивают устойчивость летательного аппарата определенным образом, на основании которой определяют, находится ли летательный аппарат в экстремальном режиме полета. При обнаружении факта нахождения в экстремальном режиме оценивают параметры воздушной скорости на основании переходного динамического давления. Обеспечивается улучшение оценки воздушной скорости летательного аппарата на экстремальных режимах полета. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 7 ил.

Формула