Система определения положения центра тяжести самолета перед взлетом

Система определения положения центра тяжести самолета перед взлетом

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Область техники

Изобретение относится к области измерительной авиационной техники, а именно к системам определения положения центра тяжести и нарушения взлетной центровки самолета.

При эксплуатации самолета нередко допускается неправильное размещение груза внутри самолета, что вызывает изменение положения его центра тяжести, следствием чего являются летные происшествия и катастрофы. Поэтому крайне необходим контроль центровки самолета перед взлетом.

Уровень техники

Известен способ определения взлетной массы и центровки летательного аппарата (см. патент РФ на изобретение №2172475 С1 от 20.08.2001) с помощью источников излучения. Сущность данного способа заключается в формировании устройствами, закрепленными на фюзеляже, сигнала, отражающего характеристики летательного аппарата (ЛА), такие как масса и положение центра тяжести. Для этого лазерным излучателем проецируют световой конус на рабочую поверхность сканируемого устройства. При увеличении массы ЛА по мере его загрузки изменяется расстояние между лазерным излучателем и сканируемой поверхностью, что приводит к изменению координат проекции светового конуса. При изменении положения ЛА происходит смещение центра тяжести и, соответственно, смещение проекции светового конуса с одновременной деформацией круга в эллипс. Координаты проекции светового конуса фиксируют и по их изменению с помощью вычислительного устройства определяют массу и центр тяжести ЛА, после чего информация отображается на экране монитора.

Однако данный способ имеет конструктивные недостатки. Лазерный излучатель закрепляют на фюзеляже ЛА в специальном гнезде, ориентированном относительно центра тяжести, обеспечивающим его привязку к координатным осям. В оптической системе используют координатные метки, которые проецируются на поверхность сканируемого устройства для привязки его по координатным осям ЛА, затрудняющие эксплуатацию в различных сложных метеоусловиях.

Данный способ вызывает технические и эксплуатационные трудности при эксплуатации в аэропортах для различного типа ЛА и оснащения их лазерными источниками - увеличение финансовых затрат на их установку и эксплуатацию техническим персоналом.

Известен и взят за прототип способ определения веса и координат центра тяжести самолета и веса тел, имеющих продольную ось симметрии, патент РФ на изобретение №2397456 С1 от 15.06.2009 г. Согласно способу, самолет как объект измерения устанавливают на измерительную и поддерживающую опоры, измеряют давление самолета на измерительную опору, затем меняют положение опор. Изменение положения опор осуществляют путем перемещения самолета по установленной наклонно к горизонтали поддерживающей платформе и горизонтально установленной измерительной платформе, оснащенной блоком весоизмерительных датчиков, при действии давления на датчики передним колесом шасси, являющимся при этом измерительной опорой, а задние шасси - поддерживающей опорой. Затем производят замер давления самолета на измерительную опору заданное количество раз, после чего по результатам замеров определяют вес и координаты центра тяжести самолета, учитывая при каждом замере угол положения продольной оси самолета относительно горизонтали и расстояние смещения измерительной опоры относительно соприкосновения друг с другом платформ горизонтальной измерительной и наклонной поддерживающей.

Однако данный способ вызывает трудности в реализации при эксплуатации в аэропортах. Так изменение угла наклона поддерживающей платформы требует строительства механических сооружений с применением гидравлики. Перемещение ЛА даже по измерительной платформе требует точно измерять дистанцию перемещения измерительной опоры относительно точки соприкосновения измерительной и наклонной поддерживающей платформы, что также трудно реализуемо в условиях работы аэропортов.

Расчет нагрузки параметров от измерительной стойки, угла наклона поддерживающей платформы и расстояние от точки соприкосновения не дает возможности оперативно контролировать координаты центра тяжести самолета летчиками в кабине ЛА и операторами управления воздушным движением (УВД).

Раскрытие изобретения

Предлагаемое изобретение направлено на достижение технического результата, заключающегося в оперативном и эффективном определении положения центра тяжести самолета перед взлетом летчиками в кабине самолета и операторами УВД, что позволит предупредить неправильное размещение груза внутри самолета и повысить безопасность полетов.

Существенные признаки

Для получения указанного технического результата в предлагаемой системе определения положения центра тяжести самолета (СОЦТ), включающей измерительную весовую платформу (ИП), установленную в квадратном углублении фундамента на рулежной дорожке (РД) взлетно-посадочной полосы (ВПП), на которую поступает движущийся самолет, дополнительно на днище фюзеляжа самолета размещена маркировка средней аэродинамической хорды (САХ). ИП выполнена с креплением ее в середине на опорах-шарнирах. Длина каждого плеча ИП рассчитана для одновременного размещения на ней передней и основных стоек шасси самолета. В систему введены телевизионная передающая камера, фотокамера, оптические оси которых направлены для совмещения их на шкале САХ, пересекаясь в точке над осью вращения ИП, и установлены на фундаменте платформы для фиксирования отметки САХ и отметки времени прохождения сигналов координат центра тяжести. Введены блок измерения угла поворота φ и угловой скорости ИП с датчиками, установленными на неподвижной оси вращения платформы, включены блок фиксирования положения центра тяжести самолета в процентах от величины САХ, блок управления, радиолиния передачи информации, входной и выходной контакторы на ИП, на которой установлены система подсвета и контакторы - концевые выключатели, причем телевизионная камера и фотокамера связаны с первым и вторым входами блока фиксирования положения центра тяжести самолета в процентах от величины САХ, третий вход его связан с выходом блока измерения угла поворота и угловой скорости поворота ИП, а выход его соединен с первым входом блока управления, первый и второй выходы которого соединены с цепями включения телевизионной камеры и фотокамеры, второй и третий входы соединены с передним и задним контакторами, установленными на фундаменте на РД, а третий выход связан с радиолинией передачи информации о запрете взлета экипажу и операторам УВД о нарушении центровки самолета.

Кроме того, перед системой установлены предупреждающие знаки по ограничению скорости движения ЛА.

Перечень фигур

Для пояснения сущности изобретения СОЦТ на фиг.1 изображены:

1 - самолет;

2 - шкала средней аэродинамической хорды (САХ);

3 - основные стойки шасси ЛА;

4 - передняя стойка шасси ЛА;

5 - антенные связи по радиолинии в кабине летчиков;

6 - измерительная весовая платформа (ИП);

7 - опоры-шарниры с подшипниками, ось поворота ИП;

8 - датчики угла φ и угловой скорости поворота платформы ИП;

9 - освещение шкалы САХ;

10, 12 - концевые выключатели (контакторы) платформы;

11, 13 - электрические контакторы на фундаменте;

14 - телевизионная камера;

15 - блок измерения угла и угловой скорости поворота платформы ИП;

16 - цифровая фотокамера;

17 - блок фиксирования положения центра тяжести самолета в процентах от величины САХ;

18 - блок управления;

19 - радиолиния передачи информации;

20 - радиолиния управления воздушным движением (УВД);

21 - предупредительный знак ограничения скорости ЛА;

22 - углубленный фундамент системы с опорами-шарнирами 7.

Система определения положения центра тяжести (СОЦТ) перед взлетом ЛА-1 включает установку углубленного квадратного фундамента 22 на рулежной дорожке (РД) старта ВПП. Сверху фундамента 22 расположена четырехугольная измерительная платформа (ИП) 6 с креплением ее в середине в двух противоположно направленных опорах-шарнирах 7, дающих возможность ИП 6 изменять угловое положение.

Угол φ и угловая скорость измеряется датчиками 8, установленными на шарнирах 7 и связанный с блоком измерения угла и угловой скорости поворота платформы ИП 15. На днище фюзеляжа ЛА 1 наносится маркировка - линейка 2 (цветовое кодирование, штрих-код) средней аэродинамической хорды (САХ). На ИП 6 установлена система подсвета и освещения 9, а также контакторы в передней 10 и задней части 12 ИП 6 для включения-выключения телевизионной камеры 14 и фотокамеры 16, установленных сбоку на фундаменте 22 рядом с ИП 6, блок управления 18 работой камер 14 и 16 в режиме отметки, фиксирования сигналов и времени, который соединен с блоком фиксирования координат САХ 17, который в свою очередь связан с блоком 15 измерения углов поворота ИП 6, а также передним 11 и задним 13 контактором. Кроме того, блок управления 18 соединен с радиолинией передачи информации 19, сигналы которой принимаются в кабине 5 ЛА 1 и операторами 10 УВД.

Перед системой СОЦТ устанавливается освещенный предупредительный знак 21 ограничения скорости ЛА 1.

Система работает следующим образом.

При движении по РД в момент времени t₁ ЛА1 попадает сначала носовой стойкой шасси 4 (см. фиг.1), затем основными стойками 3 на первое плечо ИП 6 и далее, переходя опору-шарнир 7 на второе плечо, моменты от сил, действующих на опоры основных шасси P_ш·L₁, опору носовой шасси Р_н·L₃, выравниваются, когда координата центра тяжести при движении самолета совместится с осью вращения ИП, затем происходит изменение положения центра тяжести самолета, давления на опоры шасси от веса Р самолета и под действием момента силы P·L₂ происходит поворот ИП-6 относительно опоры-шарнира на угол φ. Блок 18 управляет работой камер 14 и 16 в режиме отметки САХ, которые фиксируют и запоминают показания САХ над осью вращения ИП от момента времени t₁, когда включается контактор 10, до момента времени t₂, когда срабатывает контактор 12, и камеры выключаются. Угол и угловая скорость поворота измеряются датчиком 8, связанным с блоком измерения угла и угловой скорости поворота платформы ИП 15. Момент сил P·L₂ заставляет срабатывать контактор 12 в момент времени t₂ с учетом инерционности и запаздывания вращения ИП в режиме измерения положения центра тяжести самолета. Определяют время поворота ИП на угол φ, равное Δt. При этом датчики угла поворота φ и угловой скорости посылают сигнал переброса моментов от сил ЛА 1. В блоке управления 18 реализуются алгоритмы: определения времени поворота Δt ИП на угол φ, поиска «штрихкода, показаний САХ над осью вращения ИП», снятого в момент t₂ фотокамерой, поиска «штрихкода, показаний САХ над осью вращения ИП», снятого в момент (t₂-Δt) в начале поворота ИП, путем сравнения двух графических снимков определяют L₂ и координату центра тяжести на САХ, равную

L₁+L₂=N CAX. При этом в блоке управления 18 реализуются алгоритмы: 1)φ и 2) P·L₂≤δ₂; 3) N САХ%≤δ₃.

Если координата центра тяжести САХ≥δ₃, то передается информация о запрете взлета,

где δ₁, δ₂, δ₃ - разрешенные значения;

L - расстояние от носовой опоры до плоскости, проходящей через основные опоры;

L₁ - расстояние от плоскости, пересекающей основные опоры, до оси вращения ИП в момент времени t₂;

L₂ - расстояние от оси вращения ИП до центра тяжести в момент времени (t₂-Δt);

L₃ - расстояние от носовой опоры до центра тяжести в момент времени (t₂-Δt).

Информация из блока управления 18, полученная о координатах центра тяжести ЛА 1, и отметки времени прохождения сигналов координат, передается по радиолинии передачи 19 в кабину летчиков 5 и операторам 20 УВД. Эта информация предупреждения о том, что в случае выхода координат центра тяжести ЛА 1 за пределы (N САХ%>δ₃) взлет не может быть разрешен.

Важным достоинством данной системы является повышение безопасности полетов летательных аппаратов.

1. Система определения положения центра тяжести самолета перед взлетом, включающая измерительную весовую платформу (ИП), установленную в квадратном углублении фундамента на рулежной дорожке (РД) взлетно-посадочной полосы (ВПП), на которую поступает движущийся самолет, отличающаяся тем, что самолет выполнен с размещенной на днище фюзеляжа маркировкой средней аэродинамической хорды (САХ), измерительная весовая платформа (ИП) выполнена с креплением ее в середине на опорах-шарнирах, длина каждой половины ИП рассчитана для одновременного размещения на ней передней и основных стоек шасси, самолета, в систему введены телевизионная передающая камера, фотокамера, оптические оси которых направлены для совмещения их на шкале САХ, пересекаясь в точке над осью вращения ИП, и установлены на фундаменте платформы, введены блок измерения угла с датчиками угла поворота φ и угловой скорости ИП, установленными на оси вращения платформы, блок фиксирования положения центра тяжести самолета в процентах от величины САХ, блок управления, радиолиния передачи информации, входной и выходной контакторы на ИП, на которой установлены система подсвета и контакторы - концевые выключатели, причем телевизионная камера и фотокамера связаны с первым и вторым входами блока фиксирования взлетной центровки тяжести самолета в процентах от величины САХ, третий вход его связан с выходом блока измерения угла поворота и угловой скорости поворота ИП, а выход его соединен с первым входом блока управления, первый и второй выходы которого соединены с цепями включения телевизионной камеры и фотокамеры, второй и третий входы соединены с передним и задним контакторами, установленными в углублении на фундаменте на РД, а третий выход связан с радиолинией передачи информации о запрете взлета экипажу и операторам управления воздушным движением (УВД) о нарушении центровки самолета.

2. Система по п.1, отличающаяся тем, что перед системой установлены предупреждающие знаки по ограничению скорости движения ЛА.