СПОСОБ ИНФОРМАЦИОННОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ ПРОЦЕССА ЗАГРУЗКИ, КОНТРОЛЯ МАССЫ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ПЕРЕД ВЫЛЕТОМ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
METHOD FOR INFORMATION SUPPORT OF PROCESS OF LOADING, MONITORING WEIGHT OF AIRCRAFT BEFORE TAKE-OFF AND APPARATUS FOR REALISING SAID METHOD

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к бортовым информационно-вычислительным системам летательного аппарата.
Наиболее близким к изобретению является способ определения массы летательного аппарата, заключающийся в том, что размещают датчики давления непосредственно на летательном аппарате, в месте крепления стоек шасси к конструкции летательного аппарата, формируют сигналы в датчиках давления при действии на них массы летательного аппарата, преобразуют данные сигналы процессором в численные величины массы летательного аппарата и положения его центра масс относительно его продольной и поперечной осей, отображают на дисплее информацию экипажу о массе летательного аппарата и положении его центра масс относительно его продольной и поперечной осей перед взлетом, сравнивают текущую массу летательного аппарата с допустимым значением, выдают сигнал запрета вылета летательного аппарата, в случае если текущее значение массы летательного аппарата больше допустимого значения и положение его центра масс перед взлетом не соответствует допустимым значениям [1].
Наиболее близким к изобретению является устройство определения массы летательного аппарата, которое состоит из последовательно соединенных датчиков давления, процессора и отображаемого устройства в кабине экипажа, причем процессор выполнен в виде микроконтроллера, отображающее устройство в кабине экипажа выполнено в виде дисплея, датчики давления выполнены в виде пьезоэлектрических датчиков и размещены в местах крепления стоек шасси с конструкцией летательного аппарата, при этом в датчиках давления при действии на них массы летательного аппарата образуются сигналы в виде электродвижущих сил (ЭДС), которые поступают в микроконтроллер, где преобразуются в численные величины массы летательного аппарата и положения его центра масс относительно продольной и поперечной осей, а затем эти сигналы поступают в кабину экипажа на отображающее устройство, выполненное в виде дисплея, на котором отображается информация о массе летательного аппарата и положении его центра масс перед взлетом и запрете вылета летательного аппарата, в случае если текущее значение массы летательного аппарата больше допустимого значения и положение его центра масс перед взлетом не соответствует допустимым значениям [1].
Недостатками данного способа и устройства является возможность взлета летательного аппарата даже при наличии сигнала запрета вылета.
Технический результат изобретения заключается в повышении безопасности полетов летательного аппарата за счет исключения возможности перегруза и неправильного размещения груза в отсек летательного аппарата, уже на этапе загрузки груза, что является одним из дополнительных условий обеспечения полета летательного аппарата.
Технический результат изобретения достигается тем, что в способе информационного обеспечения процесса загрузки, контроля массы летательного аппарата перед вылетом, заключающемся в том, что размещают датчики давления непосредственно на летательном аппарате, в месте крепления стоек шасси к конструкции летательного аппарата, формируют сигналы в датчиках давления при действии на них массы летательного аппарата, преобразуют данные сигналы процессором в численные величины массы летательного аппарата и положения его центра масс относительно его продольной и поперечной осей, отображают на дисплее информацию экипажу о массе летательного аппарата и положении его центра масс относительно его продольной и поперечной осей перед взлетом, сравнивают текущую массу летательного аппарата с допустимым значением, выдают сигнал запрета вылета летательного аппарата, в случае если текущее значение массы летательного аппарата больше допустимого значения и положение его центра масс перед взлетом не соответствует допустимым значениям, дополнительно размещают n-датчики давлений равномерно по всей конструкции грузового отсека летательного аппарата, осуществляют загрузку груза в грузовой отсек летательного аппарата, определяют среднею массу груза в грузовом отсеке летательного аппарата, определяют равномерность размещения груза на основе сравнения отношений масс между средним и текущим значениями массы груза в контрольных точках грузового отсека летательного аппарата, осуществляют равномерное размещение груза в контрольных точках грузового отсека летательного аппарата на основе данной информации.
Заявляемый способ реализуется в устройстве информационного обеспечения процесса загрузки, контроля массы летательного аппарата перед вылетом, которое состоит из последовательно соединенных датчиков давления, процессора и отображающего устройства в кабине экипажа, причем процессор выполнен в виде микроконтроллера, отображающее устройство в кабине экипажа выполнено в виде дисплея, датчики давления выполнены в виде пьезоэлектрических датчиков и размещены в местах крепления стоек шасси с конструкцией летательного аппарата, при этом в датчиках давления при действии на них массы летательного аппарата образуются сигналы в виде электродвижущих сил (ЭДС), которые поступают в микроконтроллер, где преобразуются в численные величины массы летательного аппарата и положения его центра масс относительно продольной и поперечной осей, а затем эти сигналы поступают в кабину экипажа на отображающее устройство, выполненное в виде дисплея, на котором отображается информация о массе летательного аппарата и положении его центра масс перед взлетом, а также выдаче сигнала запрета вылета в случае, если текущее значения массы летательного аппарата больше допустимого значения и положение его центра масс перед взлетом не соответствует допустимым значениям, дополнительно вводятся n-датчики давления, выходы которых соединены с входами микроконтроллера, при этом датчики давления размещены равномерно по грузовому отсеку летательного аппарата, кроме того, микроконтроллер дополнительно определяет среднюю массу груза и отношений масс между средним и текущим значениями груза в отдельных точках конструкции летательного аппарата, осуществляют на основе анализа данных отношений равномерное размещение груза в грузовом отсеке летательного аппарата.
Новыми признаками, обладающими существенными отличиями по способу, являются:
1. Размещают n-датчики давлений равномерно по всей конструкции грузового отсека летательного аппарата.
2. Осуществляют загрузку груза в грузовой отсек летательного аппарата.
3. Определяют среднюю массу груза в грузовом отсеке летательного аппарата.
4. Определяют равномерность размещения груза на основе сравнения отношений масс между средним и текущим значениями массы груза в контрольных точках грузового отсека летательного аппарата.
5. Осуществляют равномерное размещение груза в грузовом отсеке летательного аппарата.
Новыми элементами, обладающими существенными отличиями по устройству, являются: n-датчики давлений, и, кроме того, дополнительно микроконтроллер определяет среднюю массу груза и отношений масс между средним и текущим значениями груза в отдельных точках конструкции летательного аппарата и связи между известными и новыми элементами.
Изобретение поясняется чертежами.
гл
пер
гл.л
гл.пр.
На фиг.1 представлена схема действия сил на летательный аппарат при его нахождении на земле. На фиг.2 - структурная схема устройства для реализации предлагаемого способа. Летательный аппарат (фиг.1) имеет силу тяжести G, приложенную в его центре масс (Ц.М.). Центр масс располагается внутри фюзеляжа 1. Снизу к фюзеляжу крепятся стойки шасси: основные стойки 2 и 3 и передняя стойка 4. Сила тяжести G уравновешивается реакциями от земли, действующими на основные стойки N и переднюю стойку N. Реакция на основные стойки состоит из двух составляющих: действующих на левую основную стойку N и на правую основную стоику N
гл.л
гл.пр
пер
1
2
1
2
На каждой стойке шасси, между фюзеляжем и стойкой, установлены датчики давления 5, 6 и 7, например пьезоэлектрические датчики. При давлении на них они вырабатывают сигналы С, С и С соответственно с датчиков на главной левой, на главной правой и на передней стойках в виде напряжения (ЭДС). База шасси (расстояние между осями колес главных стоек и осью переднего колеса) обозначена через L. Расстояние от центра масс до осей колес основных стоек обозначена через l, а до оси переднего колеса - через l. Ширина колеи (расстояние между осями главных стоек) обозначена через «а» (вид А, фиг.1). Расстояние от центра масс до оси главной левой стойки обозначено через «a», а до оси главной правой стойки - через «а».
гл.пр
гл.л
пер
гл.пр
гл.л
пер
На фиг.2 датчики давления 5, 6 и 7 обозначены через Д, Д и Д соответственно датчики на главной правой, на главной левой и передней стойках, с которых поступают сигналы соответственно С, С и С. В структурную схему также входит микроконтроллер 8 и дисплей 9 в кабине летчика.
Определение правильности загрузки груза осуществляется следующим образом.
Равномерно размещают n-датчики давлений по всей конструкции грузового отсека летательного аппарата, осуществляют загрузку груза в грузовой отсек летательного аппарата, определяют среднюю массу груза в грузовом отсеке летательного аппарата, определяют равномерность размещения груза на основе сравнения отношений масс между средним и текущим значениями массы груза в контрольных точках грузового отсека летательного аппарата, осуществляют с учетом данной информации равномерное размещения груза в контрольных точках грузового отсека летательного аппарата.
Определение массы летательного аппарата и положения его центра масс осуществляется следующим образом.
На земле, когда летательный аппарат не движется, суммы проекций всех сил на каждую из координатных осей и суммы их моментов относительно этих осей равны нулю [3]. Проекции сил, действующих на летательный аппарат, будут только на ось «У». На остальные оси эти проекции будут равны нулю.
При этом сумма проекций сил на ось «У» будет равна следующему выражению:
iy
гл
пер
ΣF=0. N+N-G=0;
гл
гл.л
гл.пр
N=N+N.
гл.л
гл.пр
пер
Тогда: N+N+N-G=0.
Или:
По этому уравнению определяется масса летательного аппарата G.
Моменты будут действовать только относительно осей «X» и «Z», а относительно оси «У» они будут равны нулю.
При этом сумма моментов относительно оси «X» определяется следующим образом.
x
гл.л
1
гл.пр.
2
Σm=0; -N·а+N·а=0
Отсюда
Расстояние «а» известно (колея шасси).
2
1
Тогда: a=a-a.
Подставляем в (2) и получаем:
гл.пр
1
гл.л
1
N(a-a)=N·a.
гл.пр
гл.пр
1
гл.л
1
Или N·а-N·а=N·а.
гл.пр
1
гл.пр
гл.л
Или N·a=a(N+N).
гл.пр
1
гл
Или N·а=а·N.
Отсюда
Т.е. положение центра масс в поперечном направлении определяется формулой (3).
При этом сумма моментов относительно оси «Z» определяется следующим образом.
z
гл
1
пер
2
Σm=0. -N·l+N·l=0;
Отсюда
2
1
База шасси L известна. Тогда l=L-l.
Подставляем в (4) и получаем:
пер
1
гл
1
N(L-l)=N·l.
пер
пер
1
гл
1
Или N·L-N·l=N·l.
пер
1
пер
гл
Или N·L=l(N+N).
Отсюда
Уравнение (5) определяет положение центра масс летательного аппарата в продольном направлении.
гл.л
гл.пр
пер
гл.л
гл.пр
пер
пред
пред
пред
пред
гл.л
гл.пр
пер
пред
пред
Таким образом, используя уравнение (1), определяется масса летательного аппарата М (сила тяжести G). Значения реакций N, N и N определяются по величинам сигналов (ЭДС) С, С и С с датчиков давлений 5, 6 и 7. Эта масса должна быть меньше или равной ее предельному значению М (G), т.е. М≤М (G≤G). Или N+N+N≤G. Значение G для каждого летательного аппарата известно.
1
1
По уравнению (5) определяется положение центра масс вдоль продольной оси летательного аппарата. Величина l должна быть меньше L, т.е. l<L. Если положение центра масс выходит за пределы базы шасси, то нарушается продольная устойчивость при разбеге.
1
По уравнению (3) определяется положение центра масс в поперечном направлении. Желательно, чтобы значение «a» было близко к половине величины «а», т.е.  - иначе появляется крен.
Устройство работает следующим образом.
гл.пр
гл.л
пер
гл.пр
гл.л
пер
гл.пр
гл.л
пер
С датчиков давления 5, 6 и 7 (Д, Д, Д) снимаются сигналы (ЭДС) С, С и С, (фиг.2), пропорциональные усилиям, действующим на эти датчики (пропорционально N, N и N), которые пропорциональны массе летательного аппарата (его силе тяжести), которые поступают на микроконтроллер 8.
Микроконтроллер 8 осуществляет функционирование в соответствии с алгоритмом, заключающимся в:
гл.пр
гл.л
пер
1
2
3
1) преобразовании сигналов С, С, С соответственно в массу m, m, m;
1
2
3
ш
ш
2) определении массы летательного аппарата в соответствии с выражением М=m+m+m+m, где m - масса всех стоек шасси;
сp
1
2
3
n
3) определении средней массы загрузочного отсека летательного аппарата, после загрузки груза в виде выражения , где m - среднее значение массы груза, m, m, m,…m, значение массы груза в контрольных точках грузового отсека летательного аппарата;
ср.
1
ср.
2
ср.
3
ср.
n
4) определении равномерности размещения груза на основе сравнения отношения масс между средним и текущим значениями в каждой контрольной точке грузового отсека летательного аппарата в соответствии с выражением m - m, m - m, m - m,…m - m;
5) сравнении данных отношений с заданным опорным значением;
6) выдаче информации о неравномерном размещении груза в каждой контрольной точки грузового отсека летательного аппарата, в случае если данное отношение больше или меньше относительно заданного значения;
7) осуществлении равномерного размещения груза в грузовом отсеке летательного аппарата;
8) формировании сигнала «Масса летательного аппарата М» и передаче его на дисплей 9, находящийся в кабине экипажа. Если М>М допустимое, то вылетать с такой массой запрещается. На дисплее загорается красный сигнал - вылет запрещается;
9) преобразовании формулы  в следующий вид:
1
10) формировании сигнала «Центр масс l» и передача его на дисплей 9;
1
1
1
1
1
1
1
11) анализе значений сигнала «Центр масс l», при этом если l<L, то на дисплее высвечивается значение l, например, зеленым цветом. Самое благоприятное значение  с точки зрения продольной устойчивости летательного аппарата на разбеге (и пробеге, если посадка с грузом), т.е. l≃0,5L, если l близка к 0,1 L и менее или к 0,9 L и более, то следует экипажу обратить особое внимание на возможность вылета с таким расположением центра масс или повышенное внимание на управление на этих режимах, если l≤0·L или l>L, то вылет с таким расположением центра масс невозможен: очень велика вероятность катастрофы. На дисплее загорается красный сигнал - вылет запрещен;
12) преобразовании формулы  в следующий вид:
1
13) формировании сигнала «Центр масс a» и передаче его на дисплей 9;
1
1
1
1
14) анализе значений сигнала «Центр масс a, при этом если  то центр масс находится в плоскости продольной оси летательного аппарата и крена в этом случае не будет при отрыве летательного аппарата от земли, если 0,5a<a<0,5a, то летчик должен быть готов парировать крен при отрыве летательного аппарата от земли, если a<0·a или a>a, то вылет с таким расположением центра масс запрещается и на дисплее загорается красный сигнал - вылет запрещается.
1
1
1
1
Таким образом, в соответствии с данным алгоритмом предварительно осуществляется контроль загрузки груза в летательный аппарат, а в момент вылета летчик нажимает на дисплее соответствующую кнопку, чтобы узнать массу летательного аппарата и расположение его центра масс, при этом если М>m допустимое, l≤0·L или l≥L, a<0·a или a>a, то на дисплее загорается красный сигнал. В остальных случаях значения этих величин высвечиваются зеленым цветом.
Источники информации
1. Патент РФ №2400405 от 27.09.2010 г.
3. Тарг С.М. Краткий курс теоретической механики. - М.: Наука, 1970. - С.117.
4. Яворский Б.М., Селезнев Ю.А. Справочное руководство по физике для поступающих в вузы и для самообразования. - М.: Наука, 1989. - С.42, 51-53.