G01G19 / 07 - літальних апаратів
Власники патенту RU 2319115:
Федеральне державне унітарне підприємство "Льотно-дослідний інститут ім. М.М. Громова" (RU)
Винахід відноситься до області ваговимірювальної техніки і може бути використано для визначення максимальної злітної ваги і положення центра ваги літака. Спосіб включає установку датчиків тиску на циліндр кожної амортизаційної опори шасі, вимір змінюється тиску газу в порожнині циліндрів в процесі рулювання літака по нерівностях аеродрому. Обчислення тиску газу проводиться на основі усереднення змін тиску газу в циліндрах амортизаційних опор шасі, сили, що діє на кожну опору шасі, ваги і положення центра ваги літака. При цьому усереднення змінюються величин тиску газу в циліндрах виробляють у всіх опорах шасі синхронно в проміжок часу тривалістю кількох десятків секунд. Технічний результат полягає у спрощенні і здешевленні визначення ваги і центру тяжіння літака. 2 мул.
Винахід відноситься до області вимірювальної техніки, а саме до систем визначення максимальної злітної ваги і положення центра ваги літака.
Величина максимальної злітної ваги і положення центра ваги літака є найважливішими змінними, що визначають як довжину розбігу і злітну дистанцію літака, так і необхідну величину кута установки стабілізатора перед зльотом.
При експлуатації літаків нерідко допускається їх завантаження понад встановлені межі по вазі, а неправильне розміщення вантажу всередині літака викликає зміна положення його центра ваги, наслідком чого є льотні події і катастрофи. Тому вкрай необхідний контроль ваги і центрування літака перед злетом.
Відомий спосіб визначення ваги і центрування за допомогою вимірювання зусиль на елементах шасі тензометричним методом (Патент США № 3203234, кл. 73/141, опубл. 31.08.1965), при якому на кожну опору шасі встановлюють тензометричні датчики. Недоліком такого способу є необхідність спеціального конструювання силових елементів шасі для розміщення на них тензометричних датчиків. Певну складність представляє також надійність експлуатації датчиків в умовах впливу води, сльоти, снігу та ін. На злітно-посадочних смугах та руліжних доріжках.
Пропонований винахід направлено на досягнення технічного результату, що полягає у визначенні ваги і центрування літака найбільш простим і дешевим способом.
Крім того, оперативне визначення ваги і центрування перед польотом дозволить підвищити безпеку польотів.
Для отримання зазначеного названого технічного результату в пропонованому способі визначення ваги і положення центра ваги літака, що включає установку датчиків тиску на циліндр кожної амортизаційної опори шасі, вимір змінюється тиску газу в порожнині циліндрів, обчислення тиску газу на основі усереднення змін тиску газу в амортизаційних циліндрах опор шасі , сили, що діє на кожну опору шасі, ваги і положення центра ваги літака, вимірювання тиску газу виробляють в процесі рулювання літак по нерівностях аеродрому.
Крім того, усереднення змінюються величин тиску газу в циліндрах виробляють у всіх опорах шасі синхронно в проміжок часу тривалістю кілька десятків секунд.
При цьому створюються умови для багаторазового зміни тиску газу в циліндрах близько середнього значення внаслідок багаторазово повторюваних зворотно-поступальних рухів поршнів в амортизаційних циліндрах з «обжатием-розтиснену» опор шасі і виключення (або зведення до мінімуму) величини зусиль в циліндрі, що викликаються тертям, при рулении літака по аеродрому.
Таким чином, вага літака визначають простішим і дешевшим способом за рахунок оперативного вимірювання тиску газу в амортизаційних циліндрах і визначення ваги і центрування перед польотом, що дозволить підвищити безпеку польотів.
Перелік фігур на кресленнях.
Пропонований спосіб пояснюється наступним кресленнями, на яких зображені:
на фіг.1 - схема установки датчика тиску на амортизованою стійці шасі,
де 1 - датчик тиску газу, 2 - трійник, 3 - зарядний клапан, 4 - зарядний отвір, 5 - опора шасі;
на фіг.2 - схема обчислення ваги і положення центра ваги літака з трьохстійкове шасі.
Спосіб здійснюється наступним чином.
Встановлюють датчики тиску 1 (див. Фіг.1) на циліндр амортизатора кожної опори шасі 5. Забезпечують рулювання літака по аеродрому, при цьому відбувається періодична зміна тиску газу в циліндрах амортизаторів біля середнього значення внаслідок багаторазово повторюваних зворотно-поступальних рухів поршня в циліндрі з « обжатием-розтиснену »амортизаційних опор шасі, що викликаються рухом опор шасі на нерівностях аеродрому. Потім обчислюють тиск газу на основі усереднення багаторазових змін тиску газу в циліндрах амортизаторів опор шасі, силу, що діє на кожну опору шасі, вага і положення центра ваги літака.
Вимірювання тиску газу в циліндрі опори виробляють в процесі рулювання літака, при переміщенні поршня поперемінно вгору і вниз близько середнього положення.
Сили тертя, спрямовані в бік, протилежний переміщенню поршнів в амортизаційних циліндрах, поперемінно змінюють напрямок. Тиск в порожнині циліндра відповідно з напрямком руху штока опори змінює величину близько середньої величини. Справжня величина тиску в циліндрі може бути обчислена усреднением результатів на деякому обраному ділянці вимірювань в реальному часі.
Результат обчислення видають на спеціальний індикатор (або універсальний дисплей) в кабіні, що дає можливість екіпажу на режимі рулювання знати вагу і центрування літака перед злетом. Видача цієї інформації в реєстратор режимів польоту ( «чорний ящик») дозволяє контролюючому персоналу після польоту достовірно знати умови, при яких виконувався зліт. Така ж інформація може бути видана і про вагу і центрування літака після посадки.
Важливою перевагою запропонованого способу є те, що його здійснюють за допомогою установки на літак пристроїв, що не вимагають великих трудовитрат або виготовлення складних вузлів. Необхідно тільки виготовлення вузлів кріплення датчиків (див. Фіг.1), прокладка проводів і установка візуальних приладів (або доповнення змісту електронної індикації), а також, за бажанням, введення інформації в реєстратор.
Сигнали датчиків тиску надходять в обчислювач. Обчислювач реалізує програму обчислення середніх величин тиску в кожній опорі шасі Рн. РЛ. Рп. У подальші обчислення входять ці усереднені величини. Обчислення ваги проводиться за рівнянням алгебраїчної суми вагових навантажень на опори шасі. Обчислення положення центра ваги проводиться за рівнянням алгебраїчної суми моментів вагових навантажень на шасі.
Нижче наводяться формули для визначення ваги літака з трьохопорним шасі (див. Фіг.2).
Загальна вага літака дорівнює:
Рн - сила, що діє на носову опору,
РЛ - сила, що діє на ліву опору,
Рп - сила, що діє на праву опору,
Р - загальна вага літака.
рн - тиск в циліндрі носової опори,