СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ОБЩЕЙ ТЕМПЕРАТУРЫ ВОЗДУШНОГО ПОТОКА, ОКРУЖАЮЩЕГО ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ
METHOD OF DETERMINING AIRCRAFT AMBIENT AIRFLOW TEMPERATURE

Область техники
Область изобретения касается способа для определения общей температуры воздушного потока, окружающего летательный аппарат, в частности, когда летательный аппарат находится на земле. Согласно способу изобретения определение общей температуры учитывает измеренные значения статической температуры и измеренные значения общей температуры.
Изобретение находит применения в области аэронавтики и, в частности, в области измерения параметров, таких как параметры температуры снаружи летательного аппарата.
Уровень техники
На борту летательного аппарата необходимо знать некоторые данные, связанные с полетом летательного аппарата и, особенно, температуру снаружи летательного аппарата. Температуру снаружи летательного аппарата измеряют при помощи зондов специального назначения или многофункциональных зондов, установленных на наружной конструкции летательного аппарата. Температура снаружи летательного аппарата, как правило, представляет собой общую температуру и статическую температуру. Общая температура является температурой воздушного потока вокруг летательного аппарата в присутствии воздушного потока, действующего на значение температуры. Статическая температура является температурой воздушного потока вокруг летательного аппарата в таких условиях, при которых воздушный поток не имеет никакого влияния на ее значение.
Классически общую температуру измеряют при помощи одного или нескольких зондов, помещенных в воздушном потоке, и статическую температуру воздуха вычисляют на основании измеренных значений общей температуры. Зонды для измерения общей температуры, как правило, являются либо автономными зондами, специально предназначенными для измерения температуры, либо зондами, связанными с другими датчиками для формирования многофункциональных зондов. Независимо от того, являются ли они автономными или многофункциональными, зонды устанавливают на борту летательного аппарата снаружи летательного аппарата, в окружающем пространстве, с воздействующим воздушным потоком.
В связи с крайне низкой температурой воздуха, особенно во время полета, зонды, как правило, подогревают, чтобы избежать их обледенения. В частности, в случае многофункциональных зондов оттаивание применяют автоматически, с момента запуска двигателя. Вместе с тем, подогрев зондов непременно приводит к излучению тепла. В некоторых условиях это тепло может исказить измерения, производимые зондом.
Точнее, когда летательный аппарат находится в полете, воздушный поток, протекающий вокруг зонда, позволяет рассеивать тепло оттаивания. Действие оттаивания, то есть разогрев зонда, в этом случае можно охарактеризовать и, следовательно, скорректировать. В этом случае зонд выдает точную и когерентную общую температуру. Напротив, когда летательный аппарат находится на земле, вокруг него нет или присутствует немного циркулирующего воздушного потока. Тепло от подогрева зонда тогда не может быть удалено. Это тепло подогрева тогда учитывается зондом, и измерение общей температуры оказывается неверным.
Чтобы решить эту проблему, возможно оттаивать зонд общей температуры только после достижения воздушным потоком определенной скорости. Однако в этом случае измерения общей температуры на земле будут зависеть от метеорологических условий. Действительно, в случае снега или сильного холода зонд подвергается опасности обледенения, когда летательный аппарат находится на земле, и измеренные зондом значения будут ложными. Кроме того, датчик может также подвергаться влиянию колебаний температуры, напрямую связанных с нахождением на солнце. Такие колебания температуры, связанные с климатическими условиями, не могут быть охарактеризованы и, следовательно, скорректированы.
Таким образом, независимо от выбранных условий оттаивания (оттаивание только вне земли или постоянное оттаивание), современные методы измерения не позволяют обеспечить надежного измерения общей температуры на земле.
Сущность изобретения
Задачей настоящего изобретения является устранение вышеуказанных недостатков известных технических решений. В этой связи изобретением предлагается способ, позволяющий корректировать измеренное значение общей температуры, в частности, когда летательный аппарат находится на земле или когда его скорость является слишком низкой, чтобы создавать достаточный воздушный поток для обеспечения рассеяния тепла подогрева датчика. Для этого изобретение предлагает измерять статическую температуру и корректировать измерение общей температуры при помощи закона конвергенции, использующего измеренные значения статической и общей температуры, в зависимости от скорости воздуха.
Точнее, изобретение имеет отношение к способу определения общей температуры воздушного потока, окружающего летательный аппарат, отличающийся тем, что содержит следующие операции:
- измерение параметра статической температуры,
- измерение параметра общей температуры,
- определение значения скорости воздушного потока,
- определение общей температуры, вычисляемой на основании параметров измеренной статической температуры и измеренной общей температуры, в зависимости от скорости воздушного потока.
Изобретение может содержать один или несколько следующих отличительных признаков:
- вычисленная общая температура соответствует измеренной общей температуре или измеренной статической температуре в случае необходимости, впоследствии скорректированной при помощи закона конвергенции,
- закон конвергенции меняется в зависимости от скорости воздуха,
- при низкой скорости вычисленная общая температура соответствует измеренной статической температуре,
- при высокой скорости вычисленная общая температура соответствует измеренной общей температуре,
- при промежуточной скорости вычисленную общую температуру корректируют разницей между измеренной общей температурой и статической температурой, измеренной в данный момент,
- в фазе ускорения летательного аппарата вычисленной общей температурой является
вычисленная
измеренная
V0
V0
измеренная
V0
вычисленная
V0
TAT(t)=TAT(t)-ΔТ×(V1-CAS(t))/(V1-V0), где ΔТ=TAT(t)-TAT(t),
- в фазе замедления летательного аппарата вычисленной общей температурой является
вычисленная
измеренная
V2
V2
конвергенции
V2
измеренная
v2
вычисленная
v2
TAT(t)=SAT(t)-ΔТ×(t-t)/T, где ΔТ=SAT(t)-TAT(t).
Изобретение имеет отношение также к летательному аппарату, содержащему систему, в которой применяют описанный выше способ.
Краткое описание чертежей
Фиг.1 - примеры кривых, показывающие изменение погрешности измерения общей температуры в зависимости от скорости воздуха.
Фиг.2 - сводная таблица законов конвергенции, применяемых в зависимости от скорости воздуха и от фазы полета летательного аппарата.
Подробное описание вариантов выполнения изобретения
Изобретение касается способа для определения общей температуры воздушного потока, окружающего летательный аппарат, при любых метеорологических условиях и при любой скорости летательного аппарата. В частности, этот способ позволяет вычислить общую температуру воздушного потока вокруг летательного аппарата, когда он находится на земле.
Этот способ определения общей температуры содержит операции измерения общей температуры и измерения статической температуры. Общая температура является параметром, измеряемым при помощи зонда, специально предназначенного для измерения общей температуры, или при помощи многофункционального зонда. Статическая температура является параметром, измеряемым при помощи специального зонда статической температуры или многофункционального зонда. Измерение общей температуры корректируют при помощи измерения статической температуры согласно закону конвергенции, которое меняется в зависимости от скорости воздуха. Иначе говоря, согласно изобретению, общую температуру вычисляют на основании измеренных значений общей температуры и статической температуры в зависимости от скорости воздуха. Параметр вычисленной общей температуры определяется бортовым компьютером летательного аппарата, точнее, вычислительным устройством ADIRU. Скорость воздуха является параметром, известным для этого вычислительного устройства.
Способ в соответствии с настоящим изобретением учитывает, что на малой скорости общая температура близка к статической температуре. Поэтому на малой скорости можно считать, что общая температура эквивалентна статической температуре. Таким образом, на земле, когда воздух имеет незначительную скорость, выбирают аппроксимацию значения вычисленной общей температуры по значению статической температуры, измеренной зондом.
Напротив, на большой скорости считают, что поток воздуха является достаточным для рассеяния последствий подогрева. В этом случае выбирают аппроксимацию значения вычисленной общей температуры по значению общей температуры, измеренной зондом общей температуры.
На промежуточной скорости, то есть на скорости, слишком низкой, чтобы обеспечить наличие воздушного потока, рассеивающего тепло, и достаточно высокой, чтобы воздушный поток мог влиять на общую температуру, способ в соответствии с настоящим изобретением предусматривает вычисление значения общей температуры при помощи, по меньшей мере, одного закона конвергенции. Таким образом, способ в соответствии с настоящим изобретением предусматривает реализацию перехода между аппроксимацией по измерению статической температуры и прямым учетом измерения общей температуры. Этот переход состоит в применении, по меньшей мере, одного закона конвергенции.
Применяемый закон, а именно аппроксимацию по измерению статической температуры, прямой учет измерения общей температуры или закон конвергенции выбирают в зависимости от скорости воздуха по отношению к заранее определенным фиксированным скоростям, называемым скоростями перехода.
В предпочтительном варианте осуществления изобретения общую температуру вычисляют при помощи нескольких законов конвергенции, при этом применяемый закон зависит от скорости воздуха и от фазы полета летательного аппарата. Действительно, на земле летательный аппарат может быть на стоянке, или в фазе взлета, или в фазе посадки. В фазе взлета летательный аппарат ускоряется. В фазе посадки летательный аппарат замедляется. В зависимости от того, ускоряется летательный аппарат или замедляется, скорости перехода между одним законом конвергенции и другим законом могут меняться.
Точнее, способ, в соответствии с настоящим изобретением, учитывает, по меньшей мере, две скорости перехода, а именно низкую скорость и высокую скорость. Низкая скорость перехода соответствует точке перехода между законом, применяемым на низкой скорости, и законом, применяемым на промежуточной скорости. Высокая скорость перехода соответствует точке перехода между законом, применяемым на промежуточной скорости, и законом, применяемым на высокой скорости.
При значении ниже низкого перехода статическая температура является достаточно точной, чтобы вычисленную общую температуру можно было аппроксимировать по измеренной статической температуре. При значении выше высокого перехода воздушный поток является достаточным, чтобы рассеивать тепло от подогрева; следовательно, измеренная общая температура может быть аппроксимирована по значению вычисленной общей температуры. При прохождении низкой скорости перехода измерение статической температуры пока остается достаточно точным; достаточно вычислить разность между измеренной статической температурой и измеренной общей температурой, чтобы узнать величину осуществляемой поправки.
Значение низкой и высокой скоростей перехода может меняться в зависимости от летательного аппарата и от фазы полета, в которой находится летательный аппарат в рассматриваемый момент. В частности, в фазе взлета, то есть когда летательный аппарат находится в фазе ускорения, выбранной низкой скоростью является V0, а высокой скоростью - V1. В фазе посадки, то есть когда летательный аппарат находится в фазе замедления, скоростью перехода является скорость V2.
Между этими скоростями перехода V0, V2 и V1, которые являются скоростями воздушного потока по отношению к самолету, устанавливают закон конвергенции, который позволяет плавно перейти от аппроксимации по значению измеренной статической температуры к аппроксимации по значению измеренной общей температуры. Действительно, с учетом соблюдения когерентности невозможно перейти от одной аппроксимации к другой без перехода. Этот переход обеспечивается законом конвергенции, устанавливаемым в настоящем изобретении.
На фиг.1 представлены примеры кривых, показывающих конвергенцию погрешности общей температуры, называемой погрешностью ТАТ, в зависимости от скорости воздуха. Эти кривые показывают, что ниже низкой скорости перехода V0 или V2 погрешность общей температуры является существенной, и, следовательно, невозможно принимать в качестве значения общей температуры измеренное значение ТАТ. Они показывают также, что чем больше скорость воздуха приближается к высокой скорости перехода V1, тем больше погрешность ТАТ приближается к 0. Так, начиная от V1, можно аппроксимировать общую температуру по значению измеренной общей температуры. Между низкой скоростью перехода V0 или V2 изобретением предлагается измерять разность между измеренной общей температурой и измеренной статической температурой на одной данной скорости и производить конвергенцию этой разности вдоль кривой таким образом, чтобы при приближении к высокой скорости перехода V1 эта разность была ничтожной. Конвергенцию можно осуществлять в зависимости от скорости воздуха или в зависимости от времени, чтобы учитывать возможную инерцию в зоне, где находится зонд статической температуры.
Таким образом, можно произвести оценку погрешности общей температуры в зависимости от времени t следующим образом, с учетом того, находится летательный аппарат в фазе ускорения или в фазе замедления.
В фазе ускорения:
если скорость воздуха ниже низкой скорости перехода V0, вычисленная общая температура соответствует значению измеренной статической температуры. Таким образом, имеем:
вычисленная
измеренная
TAT(t)=SAT(t),
вычисленная
измеренная
где TAT(t) является общей температурой, вычисленной в момент t, а SAT(t) является статической температурой, измеренной в момент t.
V0
В момент прохождения скорости перехода V0 можно определить разность ΔT между измеренной общей температурой и общей температурой, вычисленной на основании статической температуры, следующим образом:
V0
измеренная
V0
вычисленная
V0
ΔT=ТAT(t)-TAT(t),
измеренная
V0
где ТAT(t) является общей температурой, измеренной в момент прохождения скорости V0.
Таким образом, при прохождении скорости перехода V0 можно определить разность между измеренной общей температурой и вычисленной общей температурой. Эта разность соответствует разности между измеренной общей температурой и измеренной статической температурой.
V0
Для скоростей, находящихся между низкой скоростью перехода V0 и высокой скоростью перехода V1, вычисленную общую температуру определяют на основании измеренной общей температуры, скорректированной разностью ΔT и скоростью воздуха. В этом случае вычисленная общая температура будет:
вычисленная
измеренная
V0
TAT(t)=ТAT(t)-ΔT*(V1-CAS(t)/(V1-V0),
где CAS(t) является скоростью летательного аппарата (Computer Air Speed), выдаваемой в узлах вычислительным устройством летательного аппарата.
Когда скорость достигает и превышает высокую скорость перехода V1, вычисленная общая температура соответствует измеренной общей температуре. Таким образом, получаем:
вычисленная
измеренная
TAT(t)=ТAT(t).
В фазе замедления:
когда скорость превышает высокую скорость перехода V1, вычисленная общая температура соответствует значению измеренной общей температуры. В этом случае получаем:
вычисленная
измеренная
TAT(t)=ТAT(t).
V2
При прохождении низкой скорости перехода V2 можно определить разность ΔT между вычисленной общей температурой и измеренной статической температурой следующим образом:
V2
измеренная
V2
вычисленная
V2
ΔT=SAT(t)-TAT(t),
измеренная
V2
вычисленная
V2
где SAT(t) является статической температурой, измеренной в момент прохождения скорости V2, а TAT(t) является общей температурой, вычисленной в этот же момент.
V2
Эта разность ΔT соответствует разности между измеренной статической температурой и измеренной общей температурой.
V2
Ниже скорости перехода V2 вычисленную общую температуру определяют на основании измеренной статической температуры, скорректированной разностью ΔT следующим образом:
вычисленная
измеренная
V2
V2
конвергенции
TAT(t)=SAT(t)-ΔT×(t-t)/T,
конвергенции
где T является продолжительностью конвергенции в направлении статической температуры. Если происходит следующее ускорение, а конвергенция к статической температуре не завершилась, то вычисленную общую температуру по-прежнему определяют по этой формуле. При превышении продолжительности конвергенции вычисленная общая температура основана на измеренной статической температуре, то есть:
вычисленная
измеренная
TAT(t)=SAT(t).
Сводная таблица различных законов конвергенции представлена на фиг.2. На этой таблице показаны законы, применяемые в зависимости от фазы полета летательного аппарата (ускорение или замедление) и от скорости воздуха.
Скорости перехода V0, V1 и V2 являются фиксированными значениями, определенными в зависимости от летательного аппарата и в зависимости от климатических элементов. Например, скорость перехода V0 может составлять 70 узлов, а скорость перехода V1 - 100 узлов.
Выбор значений перехода должен учитывать особый элемент фазы ускорения летательного аппарата, а именно случай, когда летательный аппарат находится в фазе ускорения, но не достиг еще скорости принятия решения, начиная от которой он уже не может затормозить и вынужден взлетать. В этом случае летательный аппарат может находиться одновременно в ситуации фазы ускорения и фазы замедления, в частности, когда пилот принял решение о торможении, пока он еще не достиг этой скорости принятия решения. В этом случае необходимо выбирать скорость перехода V2 таким образом, чтобы можно было поменять способ определения вычисленной общей температуры. Тогда следует выбирать скорость перехода V2 меньше скорости перехода V0.
В предпочтительном варианте осуществления изобретения высокая и низкая скорости перехода соответствуют скоростям воздуха, полученным, когда летательный аппарат еще находится на земле. Применение способа в соответствии с настоящим изобретением представляет особый интерес, когда летательный аппарат находится на земле из вышеупомянутых соображений оттаивания зондов. Однако следует отметить, что этот способ можно применять также, когда летательный аппарат находится в полете.