СИСТЕМА КОНТРОЛЯ ВЗЛЕТНОЙ МАССЫ (ВЕСА) САМОЛЕТОВ

Полезная модель «Система контроля взлетной массы (веса) самолетов» относится к измерению сил взаимного притяжения тел, а по разности взаимного притяжения тел - к технике измерения массы (веса) тел, а в частности - к средствам оценки массы транспортных средств, в т.ч. и самолетов.
Система контроля массы (веса) самолетов применима для измерения массы (веса) произвольных транспортных средств, длительно или кратковременно пребывающих в заданном пространстве, т.е. в неподвижном или движущемся их состоянии. А в конечном итоге - для предоставления оператору, выпускающему транспортные средства на маршруты следования, объективной информации о значениях массы (веса) конкретных транспортных средств и, как следствие, сокращения нештатных ситуаций на маршрутах следования транспортных средств.
Известен способ контроля массы (веса) транспортных средств, предполагающий измерение массы (веса) объектов по разности силы их Земного притяжения, и устройство для его реализации, использующее грузовую платформу, опирающуюся на датчик (на базе делителя напряжения с эластичным, пружинным, чувствительным элементом с последовательно соединенным усилителем и аналоговым, стрелочным, индикатором, или на базе магнитоанизотропного чувствительного элемента или пьезоэлектрического трансформатора, с последовательно соединенными аналого-цифровым преобразователем (АЦП) и цифровым индикатором. [1]. Выделенное курсивом - признаки, совпадающие с предметом заявляемой полезной модели.
Недостатки известного способа и устройства - необходимость в грузовой платформе и ограниченная точность измерения по причине старения чувствительного элемента.
Известен способ контроля массы (веса) транспортных средств, состоящий в измерении сил взаимного притяжения чувствительного элемента гравиметра и Земли при отсутствии и при наличии транспортного средства в пространстве
контроля массы (веса) транспортных средств, в определении абсолютного значения разницы сил взаимного притяжения в пространстве контроля массы (веса) транспортных средств и в преобразовании значений разности сил взаимного притяжения в значения массы (веса) транспортных средств. [2, 3]
Задача полезной модели - сокращение аппаратной избыточности, за счет исключения грузовой платформы и механизмов ее связи с датчиком, и повышение точности измерений, за счет исключения механического контакта с датчиком, и повышения долговечности датчика, т.е. инструментальная реализация известного, по [2 и 3], способа, применительно к произвольным транспортным средствам, а в частности к самолетам, и предупреждение нештатных ситуаций на маршрутах следования транспортных средств, и в первую очередь в авиаперевозках.
Решение задачи полезной модели достигается тем, что система контроля взлетной массы (веса) самолетов, содержащая датчик, аналого-цифровой преобразователь, соединенный входом с выходом датчика, и индикатор, в качестве датчика использует гравиметр, установленный на позиции старта транспортного средства, так чтобы центры масс (ЦМ) Земли, транспортного средства и чувствительного элемента гравиметра располагались примерно на одной прямой, и дополнительно введены первый блок сопряжения, соединенный входами поразрядно с выходами АЦП, первый канал связи, канал связи транспортного средства с пунктом управления, соединенный входами поразрядно с выходами первого блока сопряжения, компьютер, установленный в пункте управления, соединенный входами поразрядно с выходами первого канала связи, цифроаналоговый преобразователь (ЦАП), соединенный входами с выходами компьютера, второй блок сопряжения, соединенный входом с выходом ЦАП, второй канал связи, канал связи пункта управления со стартующим транспортным средством, соединенный входом с выходом второго блока сопряжения, а выходом - со входом индикатора, индикатора допустимости старта транспортного средства, установленного в транспортном средстве или вне его, но визуально доступного оператору транспортного средства.
Система контроля взлетной массы (веса) самолетов содержит (см. фиг.1) гравиметр 1, установленный в позиции старта самолетов (ТС), под полотном взлетной полосы (или над нею на высоте более высоты самолетов), но так чтобы ЦМ Земли, самолетов и чувствительного элемента гравиметра 1 располагались примерно на одной прямой, аналого-цифровой преобразователь 2 (АЦП), соединенный входом с выходом гравиметра 1, первый блок 3 сопряжения (усилитель напряжения), соединенный поразрядно входами с выходами АЦП 2, первый канал 4 связи, канал связи транспортного средства с пунктом управления, соединенный поразрядно входами с выходами первого блока 3 сопряжения, компьютер 5, установленный в пункте управления (ПУ) и соединенный входами поразрядно с выходами первого канала 4 связи, цифроаналоговый преобразователь 6 (ЦАП), соединенный входами с выходами компьютера 5, второй блок 7 сопряжения (усилитель мощности), соединенный входом с выходом АЦП 6, второй канал 8 связи, канал связи пункта управления с транспортным средством, соединенный входом с выходом второго блока 7 сопряжения, и индикатор 9, индикатор допустимости старта транспортного средства, соединенный входом с выходом второго канала 8 связи.
Система контроля взлетной массы (веса) самолетов работает следующим образом.
сз
с
з
сз
гз
г
з
гз
з
с
г
сз
гз
г
гз
сг
г
з
гз
с
г
сг
г
гз
сг
г
з
гз
c
г
сг
г экс
В произвольных условиях на самолеты и гравиметр, со стороны Земли, действуют силы гравитации, описываемые по F=fmm/r и F=fmm/r соответственно, где m - масса Земли, m - масса самолета, m - масса гравиметра, r - расстояние между центрами масс Земли и самолетов, r - расстояние между ЦМ Земли и чувствительного элемента гравиметра, а f - постоянный коэффициент. Тогда на чувствительный элемент гравиметра, при расположении гравиметра между ЦМ Земли и самолета, оказывает действие результирующая сила описываемая выражением F=F-F=fmm/r-fmm/r, a при расположении самолета между ЦМ Земли и чувствительного элемента гравиметра, на чувствительный элемент гравиметра оказывает действие результирующая сила описываемая выражением F=F+F=fmm/r+fmm/r. Экстремум значения F достигается при расположении ЦМ Земли, самолета и
чувствительного элемента гравиметра на одной прямой.
г экс
гз
сг
г
з
гз
с
г
сг
г
г
экс
min
экс
с
min
экс
с
с max доп
с max доп
с
с max доп
с
с max доп
с
В стартовой позиции самолетов F=F±F=fmm/r±fmm/r, где знак плюс принимается при условии расположения на одной прямой ЦМ Земли, самолета и гравиметра, а знак минус - при условии расположения на одной прямой ЦМ Земли, гравиметра и самолета, соответственно. Значение F, генерируемое на выходе гравиметра 1, преобразуется АЦП 2 в цифровой код N≡F, усиливается по напряжению блоком 3 сопряжения и поступает по каналу 4 связи в компьютер 5. Компьютером 5 из набора N выделяется N, а по |N-N| расчитывается значение m, т.к. |N-N|≡m и сравнивается с допуском m, конкретным для каждого типа самолетов (справочные данные). По результатам сравнения m и m генерируется сигнал допустимости старта, при m≥m, или недопустимости, при m<m, который после преобразования ЦАП 6 и блоком 7 сопряжения, по каналу 8 связи поступает на индикатор 9, и инициируется, отображается.
Система информирует оператора, выпускающего самолеты (транспортные средства) в полеты (на маршруты их следования), о фактической массе (весе) самолетов (транспортных средств), и пилотов (операторов), управляющих самолетами (транспортными средствами), о допустимости или недопустимости взлета самолетов (выхода транспортных средств) на маршруты следования, что призвано предупредить перегрузку самолетов (транспортных средств), тем самым, уменьшить вероятность нештатных ситуаций и аварийность в авиации (на транспорте).
Источники информации:
1. Яворский Б.М., Детлаф А.А. Справочник по физике. Издание 4-е, переработанное. - М.: Наука, 1968. - с.47÷50;
3. Патент UA 66239, G01R 29/12, G01G 19/50, бюл. №4, 15.04.2004;
4. Патент KZ 15550, G01R 29/12, G01G 19/02, бюл. №3, 15.03.2005,