Устройство определения и индикации углов крена самолета

 

Предлагаемый индикатор углов крена относится к авиационной технике. Цель изобретения - повышение безопасности при выполнении полупереворота. Поставленная цель достигается тем, что в индикатор углов крена самолета, содержащий последовательно связанные датчик угла крена 1 и указатель 6, дополнительно введены датчик скорости 2, датчик располагаемой перегрузки 3, датчик высоты 4 и вычислитель допустимого значения угла крена 5, позволяющие повысить безопасность при выполнении полупереворота путем индикации летчику предельных значений углов крена , 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

СОЮЗ СОВЕТСКИХ

СОЦИ АЛ И СТИЧ ЕС К ИХ

РЕСПУБЛИК (si>s В 64 С 13/18

ГОСУДАРСТВЕННОЕ ПАТЕНТНОЕ

ВЕДОМСТВО СССР (ГОСПАТЕНТ СССР) > Жй

ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

К АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ (21) 4900987/22 (22) 23.01.91 (46) 15.07,93, Бюл, hh 26 (72) В.Г.Комаров, С.В.Кудрявцев и Ю.В,Тараканов (56) Динамика полета и пилотирование самолетов.M. ВВА им. Ю,А.Гагарина, 1976, с. 327.

Харин В.И, Авиационные привода. M.:

Транспорт, 1978, с. 46, (54) УСТРОЙСТВО ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ И

ИНДИКАЦИИ УГЛОВ КРЕНА САМОЛЕТА (57) Предлагаемый индикатор углов крена относится к авиационной технике. Цель изо„„Я,Ä 1827361 Al бретения — повышение безопасности при выполнении полупереворота. Поставленная цель достигается тем, что в индикатор углов крена самолета, содержащий последовательно связанные датчик угла крена 1 и указатель 6, дополнительно введены датчик скорости 2, датчик располагаемой перегрузки 3, датчик высоты 4 и вычислитель допустимого значения угла крена 5, позволяющие повысить безопасность при выполнении полупереворота путем индикации летчику предельных значений углов крена, 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

1827361

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к устройствам для определения и улучшения параметров движения летательных аппаратов, Для повышения возможности полета 5 при выполнении полуперевората в устройство, содержащее датчик угла крена и указатель, введен вычислитель допустимого значения угла крена, а также датчики скорости, располагаемой перегрузки и высоты, выходы которых соединены соответственно с первым, вторым и третьим входами вычислителя допустимого значения угла крена, На фиг.1 дана блок-схема предложенного Tpo cT ; на фиг.2 — блок-схема вычислителя допустимого значения угла крена.

Индикатор углов крена самолета содержит датчик угла крена 1, датчик скорости 2, датчик располагаемой перегрузки 3, датчик высоты 4, вычислитель допустимого угла 20 крена 5, указатель 6. Выход датчика угла крена 1 связан с первым входам указателя 6.

Са вторым входом указателя 6 своим выходам связан вычислитель допустимого угла крена 5, первый, второй и третий вход кот- 25 рого связан соответственно с выходами датчика скорости 2; датчика располагаемой перегрузки 3 и датчика высоты 4.

Вычислитель допустимого угла крена содержит первое поляризованное реле 7 с З0 контактами 8, второй поляризованное реле

9 с контактами 10, первый 11, второй 12, третий 13, четвертый 14, пятый 15 сумматоры, механический блок суммирования 16,. первый 17, второй 18 инверторы„первый 19, 35 второй 20, третий 21, четвертый 22, пятый 23 задатчики постоянного сигнала, умножитель 24, первый 25 и второй 26 делители, первый 27 и второй 28 квадраторы, блок извлечения квадратного корня 29, первый 40

30 и второй 31 синусно-касинусные преобразователи, первый 32 и второй ЗЗ приводы и датчик угла поворота 34. Вход первого квадратора 27, являющийся первым входом вычислителя допустимого угле крена, свя- 45 здн с ВыхОдОм датчика скорости 2. ВыхОд первого квадратора 27 связан с первым входом первого делителя 25, второй вход кото- . рого связан с выходом второго задатчика постоянного сигнала 20. а выход — с первым 50 входом умножителя 24. Второй вход умножителя 24 связан с выходом первого эадатчика постоянного сигнала 19, а его выход— с первым входом пятого сумматора 15 и входом второго квадратора 28, выход кото- 55 рого связан с входом первого инвертора 17.

Выход первого инвертора 17 связан с первым входам первого сумматора 11, второй вход которого связан с выходом второго эадатчика постоянного сигнала 20, а выход— с входом блока извлечения квадратного корня 29 и входом второго поляризованного реле 9. Выход блока извлечения квадратного корня 19 связан с первым входом второго делителя 26, второй вход которого связан с подвижным контактом 8 поляризованного реле 7. Выход второго делителя 26 связан с первым входом второго сумматора 12, второй вход которого связан с косинусной обмоткой первого синусно-косинусного преобразователя 30, а выход — с входом первого электромеханического привода 32.

Выход привода 32 кинематически — с входам первого синусно-косинусного вращающегося трансформатора 30 и вторым входом механического блока суммирования 16, выход которого связан с входом датчика угла поворота 34, Второй вход пятого сумматора 15 связан с синусной обмоткой второго синусНо-касинусного преобразователя 31, а выход — с входом второго привода 33, выход которого кинематически связан с входом второго синусно-косинусного преобразователя 31 и первым входом механического блока суммирования 16. Второй вход третьего сумматора 13, являющийся вторым входом вычислителя допустимого угла крена 5 связан с выходом датчика располагаемай перегрузки 3 и с замыкающим контактом 8 поляризованного реле 7. Первый вход третьего сумматора 13 связан с выходом второго инвертора 18, а его выход- с входом первого поляризованного реле 7. Выход третьего задатчика постоянного сигнала 21 связан с входом второго инвертара 18 и с размыкающим контактом 8 поляризованного реле 7. Третий вход умножителя 24 связан с подвижным контактом 8 поляризованного реле 7, а его четвертый вход — с выходом четвертого сумматора 14, первый вход которого связан с выходом четвертого задатчика постоянного сигнала 22, а второй, являющийся третьим входом вычислителя допустимого значения угла крена 5 — с выходом датчика высоты 4. Выход датчика угла поворота 34 и выход пятого эадатчика постоянного сигнала 23 связаны соответственно с размыкающим и замыкающим контактами

10 поляризованного реле 9, подвижный контакт которого, являющийся выходом вычислителя допустимого значения угла крена 5, связан со вторым входом указателя 6, Индикатор углов крена самолета работает следующим образом.

В процессе полета самолета выходной сигнал датчика углов крена 1 поступает на первый вход указателя 6, стрелка которого отклоняется и обозначает текущее значение угла крена у. Одновременно на первый и

1827361

0,45Дйу(Н I+») V2

10

0,45QAy(Н Нбе ) V

) ф= arcsin

Ч2

Ау р

ny= min пу дои, второй входы четвертого сумматора 14 поступают соответственно электрические сигналы четвертого задатчика постоянного сигнала 22, пропорциональные значению безопасной высоты выхода из полупереворота со знаком "минус" — Нбез и датчика высоты 4, пропорциональные текущему значению высоты полета Н. С выхода четвертого сумматора 14 электрический сигнал, пропорциональный значению максимально возможной потере высоты (Н-Нбез) поступает на четвертый вход умножителя 24. На первый вход третьего сумматора 13 с выхода третьего задатчика постоянного сигнала

21, проходя через второй инвертор 18, поступает электрический сигнал, пропорциональный значению максимально допустимой нормальной перегрузки со знаком "Минус" пу дол, а на второй вход — электрический сигнал датчика располагаемой перегрузки

3, пропорциональный значению располагаемой по условиям сваливания нормальной перегрузки ny p. На выходе третьего сумматора 13 получается сигнал, пропорциональный значению (ny р пу д д.), который подается на вход первого поляризованного реле 7.

При условиях полета, когда значение располагаемой перегрузки пу р больше значения допустимой перегрузки пу д, на выходе из третьего сумматора 13 получается сигнал положительной полярности, который поступая на управляющую обмотку первого поляризованного реле 7, вызывает его срабатывание таким образом, что на третий вход умножителя 24 поступает электрический сигнал третьего задатчика постоянного сигнала 21, Если пу p > пу дрп, то отрицательный сигнал третьего сумматора 13 вызовет такое срабатывание первого поляризованного реле 7, что к третьему входу умножителя 24 подключается выходной сигнал датчика располагаемой перегрузки 3. Электрический сигнал датчика скорости 2, пропорциональный текущей скорости полета V, преобразованный в сигнал, пропорциональный при прохождении через первый квадратор 27, подается на первый вход первого делителя

25 и после деления на него выходного сигнала второго задатчика постоянного сигнала 20, подаваемого на второй вход первого делителя 25, на первый вход умножителя

24 поступает электрический сигнал, пропорциональный значению 1/V . На второй

2 вход умножителя 24 поступает сигнал первого задатчика постоянного сигнала 19, пропорциональный значению 0,45 g, Таким образом, на выходе иэ умножителя 24 формируется сигнал, пропорциональный значению

55 который через пятый сумматор 15 подается на вход второго электромеханического привода 33 и вызывает отклонение первого входного штока механического блока суммирования 16 и второго синусно-косинусного преобразователя 31 до тех пор, пока выходной сигнал синусоидальной обмотки второго синусно-косинусного преобразователя 31 не скомпенсирует в пятом сумматоре 15 выходной сигнал умножителя 24. В установившемся состоянии следящей системы выходной сигнал пятого сумматора 15 равен нулю, а его входные сигналы взаимно компенсируются. Входной сигнал второго синусно-косинусного вращающегося трансформатора 31 и отклонение первого входного штока механического блока суммирования 16 пропорциональны углу который соответствует значению максимального угла наклона плоскости полупереворота к плоскости горизонта. Выходной сигнал умножителя 24, пропорциональный значению sin ф, поступает на вход второго квадратора 28, Выходной сигнал второго квадратора 28, пропорциональный значению sin ф изменив знак на "минус" при прохождении через первый инвертор 17 поступает на первый вход первого сумматора

11, на второй вход которого подается сигнал второго задатчика постоянного сигнала 20.

Выходной сигнал первого сумматора 11, пропорциональный значению (1-sin ф), по2 ступает на вход блока извлечения квадратного корня 29. Выходной сигнал блока извлечения квадратного ко ня 29, пропорциональный значению 1 — sin yi поступает на первый вход второго делителя 26, делится на сигнал, пропорциональный значению перегрузки который подается на второй вход второго делителя 26 с третьего входа умножителя 24.

Выходной сигнал второго делителя 26, пропорциональный значению выражения

1827361

A — stn+J пу

1 — sin д= arccos пу

40 соотношением (3) :Мр, япу ср

50 (1 - sln2 V3.

I пу доп и„. = min пур

0.4 9 у(%ез) Ч

2 через второй сумматор 12 подается на вход первого привода 32 и вызывает отклонение второго входного штока механического блока суммирования 16 и первого синусно-косинусного преобразователя 30 до тех пор, пока выходной сигнал косинусоидальной обмотки первого синусна-косинусного преобразователя 30 не скомпенсирует во втором сумматоре 12 выходной сигнал второго делителя 26. В установившемся состоянии следящей системы выходной сигнал второго сумматора 12 равна нулю, а его входные сигналы взаимна компенсируются. Входной сигнал первого синусно-косинусного преобразователя 30 и отклонение второго входного штока шестага механического блока суммирования . 16 пропорциональны углу который соответствует значению потребного для реализации полупереворота угла между подъемной силой и перпендикулярам к плоскости полупереворота. Отклонение выходного штока механического блока суммирования 16, пропорциональное величине y = + д вызывает изменение положения входного штока датчика угла поворота 34, на выходе которого электрический сигнал пропорционален у, который соответствует предельному значению угла крена самолета, допустимого иэ условия не столкновения с землей при выполнении палуперевората. При этом на вход второго поляризованного реле 9поступаетот первого сумматора 11 электрический сигнал, пропорциональный значению выражения

Б этом случае, если на момент начала маневра запас высоты достаточен для выполнения переворота. то будет иметь место выражение и выходной сигнал первого сумматора 11

25 отрицательного знака вызывает срабатывание второго поляризованного реле 9 таким образом, что сигнал задатчика постоянного сигнала 23, пропорциональный значению ф= 180, будет подаваться на выход вычислителя допустимого угла крена 5, Если запас высоты недостаточен для выполнения переворота, то sin ф < 1 и выходной сигнал первого сумматора 11 положителен 1 - sin ф> О.

Он вызовет такое срабатывание второго поляризованного реле 9, чта к выходу вычислителя допустимого угла крена 5 подключится. выход датчика угла поворота

34. Таким образом, на выходе вычислителя допустимого значения угла крена 5 формируется сигнал, пропорциональный предельному значению угла крена, допустимого из условия не столкновения с землей при выполнении полупереворотов. Положительный эффект определяется следующим образом. При выполнении переворота (полупереворота) происходит потеря высоты. Это приводит к необходимости запоминания летчиком границы высот, допустимых иэ условия не столкновения с землей при выполнении переворота, В условиях ограниченного запаса высоты безопасное выполнение переворота исключено, но возможно выполнение полупереворота с углом наклона его плоскости к плоскости горизонта, не превышающеro некоторого значения ф Полупереворат в плоскости, наклоненной к плоскости горизонта под углом ф позволяет полнее использовать маневренные возможности самолета, но для этого летчику требуется выдерживать вполне определенный угол крена самолета, не превышающий некоторого значения у. Основные параметры движения самолета при перевороте связаны где Vcp Aycp, ЬН вЂ” соответственно средняя скорость, средняя нормальная перегрузка и потеря высоты за время переворота.

Для уменьшения потери высоты переворот выполняют с максимально возможными перегрузками где ny gpss — максимально допустимая нормальная перегрузка, задаваемая либо по условиям прочности, либо по физиологическим возможностям летчика. При выполнении пол1827361 упереворота (4) потеря высоты определяется по формуле (2) где д — угол между подъемной силой и перпендикуляром к плоскости полупереворота.

tP — угол наклона плоскости переворота к плоскости горизонта.

Условие выполнения полупереворота в одной плоскости (4) записывается в виде которого соединен со вторым входом ука15 зателя.

2. Устройство по п,1, о т л и ч а ю щ е ес я тем, что вычислитель допустимого значения угла крена выполнен в виде последовательно соединенных первого квадратора, 20 первого блока деления, первого блока умножения, первого сумматора и первого привода, первого эадатчика постоянного сигнала, выход которого связан с вторым входом первого блока умножения, последовательно

25 соединенных второго эадатчика постоянного сигнала, выход которого связан со вторым входом первого блока деления, второго сумматора, блока извлечения квадратного . корня, второго блока деления, третьего сум30 матора и второго привода, первого и второго синусно-косинусных преобразователей, выходы которых связаны соответственно с вторыми входами первого и третьего сумматоров, последовательно соединенные вто35 рой квадратор, вход которого связан с выходом первого блока умножения, и первый инвертор, выход которого связан с вторым входом второго сумматора, последовательно соединенных третьего эадатчикв постоянно40 ro сигнала, второго инвертора, четвертого сумматора и первого поляризованного geле, четвертый задатчик постоянного сигнала и пятый сумматор, выход которого связан е третьим входом первого блока умножения и

45 второго поляризованного реле, вход которого связан с выходом второго сумматора, а также пятого задатчика постоянного сигнала и последовательно соединенных механического блока суммирования и датчика угла

- 50 поворота, входы первого и второго синуснокосинусных преобразователей, а также пер-вый и второй входы механического блока суммирования кинематически связаны с выходами соответственно первого и второ55 го приводов, выходы пятого задатчика постоянного сигнала и датчика угла поворота объединены через размыкающий контакт . второго поляризованного реле и являются выходом вычислителя допустимого значения угла крена, третий вход первого блока соз (3) Если к моменту начала выполнения полупереворота движение самолета установившееся, а в процессе маневра режим двигателя постоянен, то, согласно(4), скорость движения самолета и нормальная перегрузка в ходе полупереворота изменяются незначительно.

Таким образом, если к моменту начала выполнения полупереворота иметь информацию с максимально возможной из условия не столкновения с землей потере высоты hH, максимально возможной. нормальной перегрузке пу, скорости полета V u угле д, то из (2) синус максимального значения угла наклона плоскости полупереворота равен;

Япу зал д ЬН (4)

2V2 д=агссоз (6) C0S Ш

Пу или

1 —. з!и

& arccos

Пу (8) После определения по формуле (5) азиз (3) уточняем потребное для реализации полупереворота в одной плоскости значение угла д

Потребное значение угла крена. согласно (4), равно оно же является предельным значением угла крена самолета, допустимого из условия не столкновения с землей при выполнении полупереворота.

Формула изо6ретения

1. Устройство определения и индикации углов крена самолета, содержащее датчик у1

5 ла крена и указатель, о т л и ч а ю щ е e c я тем, что, с целью повышения безопасности при выполнении полупереворота, в него введен вычислитель допустимого значения угла крена, а также датчики скорости располага10 емой перегрузки и высоты, выходы которых соединены соответственно с первым, вторым и третьим входами вычислителя äîïóстимого значения угла крена, выход

1827361

Составитель Н. Морозова

Техред M.Moðãåíòýë Корректор Н. Король

Редактор

Заказ 2344 Тираж Подписное

8НИИПИ Государственного комитета по изобретениям и открытиям при ГКНТ СССР

113035, Москва, Ж-35, Раушская наб., 4/5

Производственно-издательский комбинат "Патент", г. Ужгород, ул,Гагарина, 101 умножения, а также второй вход второго блока деления связаны через размыкающий контакт первого поляризованного реле с выходом третьего задатчика постоянного сигнала и через замыкающий контакт первого 5 поляризованного реле соединены с вторым входом четвертого сумматора, который является вторым входом вычислителя допустимого угла крена, первым и третьим входами которого являются соответственно вход первого квадратора и второй вход четвертого сумматора.