СИСТЕМА И СПОСОБ КОМПЕНСАЦИИ ПОРЫВА ВОЗДУШНОЙ МАССЫ ДЛЯ ВОЗДУШНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

1. Система компенсации порыва воздушной массы, выполненная с возможностью адаптивного уменьшения нагрузки вследствие порыва воздушной массы, воздействующего на воздушный летательный аппарат, содержащая
подсистему датчиков, соединенную с воздушным летательным аппаратом, при этом подсистема датчиков выполнена с возможностью выдачи одного или более сигналов; и
подсистему сигналов порыва воздушной массы, выполненную с возможностью приема указанных одного или более сигналов и выработки сигнала порыва воздушной массы на основе анализа указанных одного или более сигналов, причем подсистема сигналов порыва воздушной массы выполнена с возможностью выдачи сигнала порыва воздушной массы для перемещения поверхностей управления в ответ на этот сигнал.
2. Система компенсации порыва воздушной массы по п. 1, в которой подсистема датчиков содержит
первый датчик, размещенный возле передней части воздушного летательного аппарата и выполненный с возможностью выдачи первого сигнала; и
второй датчик, расположенный на удалении от передней части воздушного летательного аппарата и выполненный с возможностью выдачи второго сигнала, причем
подсистема сигналов порыва воздушной массы выполнена с возможностью приема первого и второго сигналов и выработки сигнала порыва воздушной массы на основе анализа первого и второго сигналов, и
подсистема сигналов порыва воздушной массы выполнена с возможностью выдачи сигнала порыва воздушной массы для перемещения поверхностей управления в ответ на сигнал порыва воздушной массы.
3. Система компенсации порыва воздушной массы по п. 1, в которой подсистема сигналов порыва воздушной массы выполнена с возможностью выдачи сигнала порыва воздушной массы для изменения сигнала параметра нагрузки в ответ на сигнал порыва воздушной массы, превышающий порог демпфирования.
4. Система компенсации порыва воздушной массы по п. 1, в которой сигнал параметра нагрузки, измененный сигналом порыва воздушной массы, заставляет поверхности управления воздушного летательного аппарата изменить нормальную конфигурацию на конфигурацию уменьшения нагрузки вследствие порыва воздушной массы.
5. Система компенсации порыва воздушной массы по п. 1, дополнительно содержащая подсистему демпфирования воздушных порывов (LA), функционально соединенную с одной или более поверхностями управления воздушного летательного аппарата, причем
подсистема LA демпфирования воздушных порывов выполнена с возможностью обнаружения сигнала параметра нагрузки, при этом
подсистема LA демпфирования воздушных порывов выполнена с возможностью сохранения указанных одной или более поверхностей управления в нормальной конфигурации, когда сигнал параметра нагрузки не изменен сигналом порыва воздушной массы, и
подсистема LA демпфирования воздушных порывов выполнена с возможностью перемещения указанных одной или более поверхностей управления в конфигурацию уменьшения нагрузки вследствие порыва воздушной массы в ответ на изменение сигнала параметра нагрузки сигналом порыва воздушной массы.
6. Система компенсации порыва воздушной массы по п. 2, в которой
первый датчик содержит флюгерный датчик, который выполнен с возможностью выдачи первого сигнала, такого как сигнал угла атаки от флюгерного датчика, а
второй датчик является инерциальным датчиком, который выполнен с возможностью выдачи второго сигнала, такого как инерционный сигнал угла атаки.
7. Система компенсации порыва воздушной массы по п. 5, в которой
флюгерный датчик размещен возле носовой части воздушного летательного аппарата, а
инерциальный датчик размещен на или в крыле или фюзеляже воздушного летательного аппарата.
8. Система компенсации порыва воздушной массы по п. 2, в которой один или оба из первого и второго датчиков выполнены с возможностью одного или более из следующего: прямое измерение порыва воздушной массы, измерение угла атаки, вызванного порывом воздушной массы или обнаружение давления или силы.
9. Система компенсации порыва воздушной массы по п. 1, в которой порог демпфирования содержит величину нагрузки, которая превышает нагрузку, действующую на крыло воздушного летательного аппарата, вызванную преднамеренным маневрированием воздушного летательного аппарата.
10. Система компенсации порыва воздушной массы по п. 1, в которой подсистема сигналов порыва воздушной массы содержит по меньшей мере один блок управления, функционально соединенный по меньшей мере с одним запоминающим устройством.
11. Система компенсации порыва воздушной массы по п. 1, в которой подсистема сигналов порыва воздушной массы выполнена с возможностью выработки сигнала порыва воздушной массы согласно следующему выражению:
-1
α_gust=α_air+(sin(VS-L*q*π/180)/TAS)+β*sinФ-θ)/cosФ,
где α_gust является сигналом порыва воздушной массы,
θ является углом тангажа воздушного летательного аппарата,
β является углом бокового скольжения воздушного летательного аппарата,
Ф является углом крена воздушного летательного аппарата,
q является угловой скоростью тангажа воздушного летательного аппарата,
VS является вертикальной скоростью воздушного летательного аппарата,
TAS является истинной воздушной скоростью воздушного летательного аппарата, и
α_air является углом атаки для флюгерного датчика.
12. Способ компенсации порыва воздушной массы, обеспечивающий возможность адаптивного уменьшения воздействия порывов воздушной массы на воздушный летательный аппарат, включающий
обнаружение по меньшей мере одного параметра воздушного летательного аппарата с помощью первого датчика, размещенного возле передней части воздушного летательного аппарата;
выдачу первого сигнала на основе указанного по меньшей мере одного параметра от первого датчика;
обнаружение указанного по меньшей мере одного параметра воздушного летательного аппарата с помощью второго датчика;
выдачу второго сигнала на основе указанного по меньшей мере одного параметра от второго датчика;
использование подсистемы сигналов порыва воздушной массы для выработки сигнала порыва воздушной массы на основе анализа первого и второго сигналов и
изменение сигнала параметра нагрузки с помощью сигнала порыва воздушной массы в ответ на сигнал порыва воздушной массы.
13. Способ компенсации порыва воздушной массы по п. 12, согласно которому второй датчик расположен на удалении от передней части воздушного летательного аппарата, причем
способ компенсации порыва воздушной массы дополнительно включает сравнение сигнала порыва воздушной массы с порогом разгрузки, а
изменение работы включает изменение сигнала параметра нагрузки с помощью сигнала порыва воздушной массы в ответ на сигнал порыва воздушной массы, превышающего порог демпфирования.
14. Способ компенсации порыва воздушной массы по п. 12, согласно которому дополнительно заставляют поверхности управления воздушного летательного аппарата изменить нормальную конфигурацию на конфигурацию уменьшения нагрузки вследствие порыва воздушной массы в ответ на изменение работы.
15. Способ компенсации порыва воздушной массы по п. 12, также включающий
обработку сигнала параметра нагрузки с помощью подсистемы демпфирования воздушных порывов (LA);
сохранение поверхностей управления в нормальной конфигурации, когда сигнал параметра нагрузки не изменен сигналом порыва воздушной массы, и
перемещение поверхностей управления в конфигурацию уменьшения нагрузки вследствие порыва воздушной массы в ответ на изменение работы.
16. Способ компенсации порыва воздушной массы по п. 12, в котором порог демпфирования содержит величину нагрузки, которая превышает нагрузку, действующую на крыло воздушного летательного аппарата, вызванную преднамеренным маневрированием воздушного летательного аппарата.
17. Способ компенсации порыва воздушной массы по п. 10, в котором сигнал порыва воздушной массы определяют согласно следующему выражению:
-1
α_gust=α_air+(sin((VS-L*q*π/180)/TAS)+β*sinФ-θ)/cosФ,
где α_gust является сигналом порыва воздушной массы,
θ является углом тангажа воздушного летательного аппарата,
β является углом бокового скольжения воздушного летательного аппарата,
Ф является углом крена воздушного летательного аппарата,
q является угловой скоростью тангажа воздушного летательного аппарата,
VS является вертикальной скоростью воздушного летательного аппарата,
TAS является истинной воздушной скоростью воздушного летательного аппарата, и
α_air является углом атаки для флюгерного датчика.
18. Воздушный летательный аппарат, содержащий
фюзеляж, включающий в себя внутренний салон, имеющий кабину экипажа, размещенную возле носовой части воздушного летательного аппарата;
первое и второе крылья, проходящие от фюзеляжа;
по меньшей мере один вертикальный стабилизатор;
по меньшей мере один горизонтальный стабилизатор;
одну или более поверхностей управления, прикрепленных с возможностью перемещения к одному или более из следующего: первое и второе крылья, по меньшей мере один вертикальный стабилизатор и по меньшей мере один горизонтальный стабилизатор; и
систему компенсации порыва воздушной массы, выполненную с возможностью адаптивного уменьшения нагрузки вследствие порыва воздушной массы, воздействующего на воздушный летательный аппарат, содержащую
первый датчик, закрепленный возле носовой части и выполненный с возможностью выдачи первого сигнала;
второй датчик, расположенный на удалении от носовой части и выполненный с возможностью выдачи второго сигнала;
подсистему сигналов порыва воздушной массы, выполненную с возможностью приема первого и второго сигналов и выработки сигнала порыва воздушной массы на основе анализа первого и второго сигналов, при этом
подсистема сигналов порыва воздушной массы выполнена с возможностью выдачи сигнала порыва воздушной массы для изменения сигнала параметра нагрузки в ответ на сигнал порыва воздушной массы, превышающий порог демпфирования; и
подсистему демпфирования воздушных порывов (LA), функционально соединенную с указанными одной или более поверхностями управления, при этом
подсистема LA демпфирования воздушных порывов выполнена с возможностью обнаружения сигнала параметра нагрузки, а также
подсистема LA демпфирования воздушных порывов выполнена с возможностью сохранения указанных одной или более поверхностей управления в нормальной конфигурации, когда сигнал параметра нагрузки не изменен сигналом порыва воздушной массы, и
подсистема LA демпфирования воздушных порывов выполнена с возможностью перемещения указанных одной или более поверхностей управления в конфигурацию уменьшения нагрузки вследствие порыва воздушной массы в ответ на изменение сигнала параметра нагрузки сигналом порыва воздушной массы.
19. Воздушный летательный аппарат по п. 18, в котором
первый датчик является флюгерным датчиком, который выполнен с возможностью выдачи первого сигнала в качестве сигнала угла атаки от флюгерного датчика,
второй датчик является инерциальным датчиком, прикрепленным к фюзеляжу или одному из первого и второго крыльев, причем
инерциальный датчик выполнен с возможностью выдачи второго сигнала, такого как инерционный сигнал угла атаки.
20. Воздушный летательный аппарат по п. 18, в котором подсистема сигналов порыва воздушной массы выполнена с возможностью выработки сигнала порыва воздушной массы согласно следующему выражению:
-1
α_gust=α_air+(sin((VS-L*q*π/180)/TAS)+β*sinФ-θ)/cosФ,
где α_gust является сигналом порыва воздушной массы,
θ является углом тангажа воздушного летательного аппарата,
β является углом бокового скольжения воздушного летательного аппарата,
Ф является углом крена воздушного летательного аппарата,
q является угловой скоростью тангажа воздушного летательного аппарата,
VS является вертикальной скоростью воздушного летательного аппарата,
TAS является истинной воздушной скоростью воздушного летательного аппарата, и
α_air является углом атаки для флюгерного датчика.