Устройство управления тормозным крюком летательного аппарата

 

Изобретение относится к области авиации и предназначено для установки на летательные аппараты корабельного базирования. Устройство управления тормозным крюком летательного аппарата содержит тормозной крюк с амортизатором, замком, штангой, захватом 40 за трос 42 аэрофинишера, дистанционно управляемый привод крюка, индикатор 2 на лобовом стекле с видеосмесителем 7. Привод выполнен следящим электрогидравлическим 36 и усилителем-сумматором 37. Устройство снабжено кнюпелем с датчиком положения 10, установленными на ручке 11 управления, и датчиком положения крюка. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиации и предназначено для установки на летательные аппараты (ЛА) корабельного базирования при посадке на палубу.

Известны системы выпуска самолетных тормозных крюков (гаков) при зацеплении за тросы, натянутые на палубе корабля (аэрофинишеры), к ним относится система управления тормозным крюком палубного самолета F14 [1] В системе могут быть 2 положения крюка: "выпущено" на воздушном участке траекторий до зацепления и "убрано" после посадки на палубу авианосца. Тормозной крюк (гак) содержит гидроамортизатор, штангу, захват, шарнирные соединения, замок убранного положения.

Посадочный радиолокационный комплекс (ПРЛК) выводит такого типа ЛА в фиксированную область по высоте Н, курсу Ψ, дальности Д при известном значении скорости V, определяемом автоматом тяги, и далее летчик пилотирует по глиссаде, образуемой оптической системой посадки, если не поступил сигнал "запрета посадки". Этот этап отличается большой напряженностью и дефицитом времени для летчика (0,8-1 с) полет от кормы корабля до зацепления.

Однако данная система управления тормозным крюком не учитывает изменение параметров полета ЛА непосредственно перед касанием палубы, обусловленное самим алгоритмом управления посадкой: переход с траекторного управления на стабилизацию углового положения, перевод рукоятки управления двигателями (РУД) на режим "максимал", и, следовательно, не влияет на точность зацепления гака за один из тросов аэрофинишера.

Известна система управления тормозным крюком палубного самолета F/A-18 [1] В системе также могут быть 2 положения крюка: "выпущено" на воздушном участке посадочной траектории и "убрано" после посадки на палубу авианосца.

Тормозной крюк самолета F/A-18 крепится к внешнему фиксированному пилону. Вертикальный силовой цилиндр-амортизатор крепится верхним концом к планеру самолета, а нижним к шарнирному соединению тормозного крюка. Для обеспечения посадки при отклонении от курса тормозной крюк может шарнирно поворачиваться в горизонтальной плоскости на угол ±20^o.

Во время уборки тормозного крюка пружинно-масляный амортизатор, расположенный в корневой части, удерживает его в центральном положении, после уборки срабатывает замок убранного положения, а резиновый амортизатор предотвращает удар тормозного крюка о планер самолета.

Однако дискретное положение тормозного крюка ("выпущено убрано") не влияет на точность зацепления за трос аэрофинишера.

Задача захода на посадку и посадки на авианосец является прецизионной по точности, поскольку она обусловлена внешними условиями, характеристиками авианосца и характеристиками системы "летчик-планер-двигатель". При посадке предъявляются весьма жесткие требования по летным характеристикам и пилотажным качествам. Посадка на аэрофинишер выполняется при различных сочетаниях тормозящей силы и отрицательных продольных ускорений самолета, при разных массах самолета и боевой нагрузки.

Предлагаемым изобретением решается задача повышения точности и безопасности зацепления самолетного тормозного крюка (гака) за трос аэрофинишера и уменьшения количества повторных заходов на посадку палубных многоместных ЛА.

Для решения указанной задачи в устройстве привод выполнен следящим электрогидравлическим с усилителем-сумматором, устройство снабжено кнюпелем с датчиком положения, устанавливаемыми на ручке (штурвале), и датчиком положения крюка, при этом выходы датчика положения кнюпеля, датчика положения крюка и тумблера выпуска и уборки связаны со входами усилителя-сумматора электрогидропривода; устройство выполнено с вычислителем положения тормозного крюка, состоящего из последовательно связанных компараторов, делителей напряжений, логического устройства, входы вычислителя связаны с датчиками малых высот, воздушной скорости, угла тангажа, вертикальной скорости, обжатия стоек, тензодатчиком на крюке и радиоприемником линии передачи сигналов управления по параметрам дальности и углов дифферента корабля, а выход вычислителя связан с сумматором электрогидравлического привода; снабжено телевизионной передающей камерой, оптически связанной с объективом, прицельной сеткой, следящим зеркалом, стабилизированным в горизонте и установленными в задней нижней части фюзеляжа ЛА, причем выход телевизионной камеры соединен со входом видеосмесителя индикатора на лобовом стекле, другие входы видеосмесителя соединены с вычислителем запрета посадки, с датчиком обратной связи положения электрогидропривода, выходом вычислителя положения тормозного крюка, а вход-сумматор следящего электрогидропривода связан с датчиком положения кнюпеля; снабжено блоком адаптивного демпфирования при ударе тормозного крюка о палубу, вход которого соединен с датчиком вертикальной скорости, а выход связан со входом усилителя-сумматора электрогидропривода тормозного крюка.

Система автоматизированного управления тормозным крюком предназначена для пилотирования вторым летчиком экипажа.

На фиг. 1 изображена общая блок-схема системы; на фиг. 2 кинематика зацепления за трос; на фиг. 3 зависимость управляемого тормозящим крюком диапазона дальности зацепления за трос аэрофинишера от угла тангажа.

На чертежах обозначено: 1 глаз летчика; 2 пилотажный визир, индикатор на лобовом стекле; 3 отражатель; 4 коллиматорная линза; 5 - электронно-лучевая трубка (ЭЛТ); 6 тумблер выпуска тормозного крюка (гака); 7 видеосмеситель; 8 вычислитель "запрета посадки"; 9 линия передачи сигналов управления (ЛПСУ); 10 датчик положения кнюпеля; 11 ручка (штурвал) управления; 12 датчик положения ручки управления; 13 система механической загрузки усилий управления (Кш); 14 рулевой агрегат управления; 15 бустер; 16 поверхность управления; 17 вычислитель управления тормозным крюком; 18 датчик обжатия стоек шасси; 19 датчик малых высот Н (лазерный, изотопный); 20 преобразователь сигналов дальности Д; 21 датчик скорости; 22 преобразователь сигналов дифферента корабля ν_к; 23 датчики угла тангажа; 24 датчик вертикальной скорости; 25 компаратор; 26 делитель напряжения; 27 логическое устройство; 28 тумблер; 29 осветитель; 30 телевизионная камера; 31 зеркало со следящим приводом; 32 - транспарант с нанесенной прицельной сеткой перекрестия; 33 объектив; 34 - передающая телевизионная трубка; 35 штанга; 36 электрогидропривод крюка (гака); 37 усилитель электрогидропривода (сумматор); 38 блок адаптивного демпфирования крюка; 39 тензодатчик; 40 захват крюка (гака); 41 палуба авианосца; 42 тросы.

Пилотажный визир-индикатор на лобовом стекле 2, состоящий из полупрозрачного отражателя 3, коллиматорной линзы 4 и ЭЛТ 5, через видеосмеситель 7 соединен с вычислителем 8 "запрета посадки", который, в свою очередь, связан с линией передачи сигналов управления (ЛПСУ) с аппаратуры корабля. Видеосмеситель 7 другими входами соединен через выключатель 28 с выходом вычислителя 17 управления тормозным крюком и с выходом телевизионной камеры 30, состоящей последовательно из управляемого зеркала 31, транспаранта с перекрестием сетки 32, объектива 33 и приемной телевизионной трубки 34, следящий привод зеркала 31 соединен с датчиком угла тангажа 23. Включение телевизионной камеры 30 сопряжено с включением питания освещения 29.

Система управления ЛА, состоящая из ручки управления 11 с расположенными на ней кнюпелем 10, датчиком углов отклонения 12 системы механической загрузки усилий управления 13, рулевого агрегата управления (РАУ) 14 и бустера 15, связанными с рулевыми поверхностями 16 управления, посредством электрических датчиков положения кнюпеля 10 соединена с усилителем-сумматором 37 электрогидропривода крюка 36. Усилитель 37 электрогидропривода другими входами связан через выключатель 28 с вычислителем 17 управления тормозным крюком, с тумблером 6 выпуска крюка, датчиком обратной связи положения привода крюка 36, блоком 38 адаптивного демпфирования крюка при ударе, который, в свою очередь, соединен с датчиком 24 вертикальной скорости. Датчик положения обратной связи 36 связан с видеосмесителем 7. На штанге 35 крюка с захватом 40 троса 42 расположен тензодатчик 39, связанный с усилителем-сумматором 27 вычислителя 17 тормозного крюка. Входы логического устройства 27 связаны последовательно через коэффициенты-делители напряжения 26 и компараторы 25 с датчиком обжатия стоек шасси 18, датчиком малых высот 19, преобразователем сигналов дальности Д 20, датчиком скорости V 21, преобразователем сигналов дифферента корабля ν_к 22, датчиком тангажа ν 23, вертикальной скорости V_y 24. Преобразователи сигналов дальности и дифферента корабля соединены с линией передачи сигналов (ЛПСУ) 9 радиоприемником, получающим информацию от аппаратуры корабля.

По расчетам для существующих типов ЛА корабельного базирования выигрыш по диапазону дальности с управляемым и неуправляемым тормозным крюком достигает DX 15-20 м с учетом ограничений геометрии ЛА: l_г, h_ст их взаимного расположения, среднего значения углов тангажа и наклона глиссады.

для α = 10÷12° ϕ₂= 15° l_г 2 м длина гака ν = 6÷ 8° ϕ₁= 74° ΔX=14,1 м Θ = -4° h_ст высота стойки шасси.

Так как ΔX = 14,1 м > 12м среднего расстояния между тросами, то использование данных устройств позволяет управлять процессом посадки и выбирать номер троса.

Для геометрии управляемого тормозного крюка справедливы следующие соотношения: переднее положение крюка, функция ϕ₂ будет принимать максимальные значения при ϕ₂< π/2 заднее положение крюка.

На фиг. 3 приведена зависимость управляемого тормозным крюком диапазона дальности зацепления за трос от значения угла тангажа при фиксированном значении угла наклона траектории Θ. Система работает следующим образом: тумблером 6 летчик выпускает тормозной крюк 35 и замыкает выключатель 28 вычислителя 17. После того, как ПРЛК вывел самолет в заданную точку и отсутствуют сигналы "запрета посадки", подаваемые с вычислителя 8 запрета посадки в соответствии с прогнозируемыми параметрами ΔL, ΔZ, V_у, ν, в режиме стабилизации углов самолета 2-й летчик может управлять и наблюдать на пилотажном визире процесс прицеливания в задней полусфере самолета с помощью телевизионной камеры 30 и перекрестием 32 за захватом крюком 35 троса аэрофинишера.

Для обеспечения удовлетворительных характеристик при посадке летчик должен точно управлять по тангажу для исправления ошибок по глиссаде. Летчик получает возможность корректировать траекторию для зацепления крюком за трос с прецизионной точностью при визуальном контроле картины зацепления, видимой в задней нижней полусфере ЛА. Наблюдение картины зацепления на индикаторе на лобовом стекле 2 и управление углом отклонения (установки) крюка зацепления дают возможность устранять грубые промахи при зацеплении за трос, жесткую посадку ЛА, обрыв троса и др.

Несовпадение углов прицеливания оси телевизионной камеры 30 с прицельной сеткой 32 и тросом 2-й летчик корректирует путем отклонения (нажатия) кнюпеля 10, дистанционно отклоняющего угол установки тормозного крюка ЛА, для чего на вход электрогидравлического привода 36 поступают сигналы с датчика положения кнюпеля ручки управления (штурвала), т.е. летчик с помощью видимого углового изображения тросов аэрофинишера и управляемого крюка зацепления устраняет угловое рассогласование крюка и троса, наводит крюк 35 в точку зацепления за трос аэрофинишера. Летчик может также вмешиваться в управление и отклонять поверхности 16 с помощью ручки управления 11.

Устройство управления тормозным крюком относится к типу смешанных, в которых летчик управляет параллельно с вычислителем 17 углового положения тормозного крюка. На вход вычислителя 17 поступают сигналы с датчиков обжатия стоек шасси 18, малых высот Н (лазерный, изотопный и т.д.) 19, скорости V 21, угла тангажа ν 23, вертикальной скорости V_y 24, тензодатчика 39, установленного на крюке, и сигналы дальности Д и углов дифферента корабля n_к поступающие с радиоприемника ЛПСУ 9 через преобразователи сигналов 20 и 22, а также сигналы выпуска крюка 6. Указанные сигналы проходят через компараторы 25, делители напряжения К 26 и поступают на логическое устройство 27.

В логическом устройстве 27 реализуются следующие алгоритмы управления: Допуски сигналов датчиков, поступающих на компараторы, реализованных на ограничениях а-а5, b-b5 в дискретных точках, выбираются экспериментальным путем из условия получения сигналов вычислителя 17 при касании ЛА палубы и ухода на 2-й круг. В дискретных точках компараторы 25 контролируют прохождение ЛА заданной траектории.

Алгоритм автоматического управления положением гака реализуется в логическом устройстве 27. Крайние положения гака для зацепления за трос аэрофинишера ϕ₂≅ ϕ≅ϕ₁. Угол ϕ₂ соответствует состоянию, когда линия, образуемая башмаком гака (точка В) и основными стойками шасси в обжатом состоянии (точка А), параллельна посадочной палубе (наиболее позднее зацепление). В этом случае самое крайнее положение гака ϕ₂ определяется по формуле:
ϕ₂= β-ν+ν_к (5),
где

где h^о_с^б высота основных стоек шасси в обжатом состоянии;
X_г расстояние "центр масс гак";
X_c расстояние "центр масс основные стойки шасси"
l_г длина тормозного крюка (гака);
ν_к угол дифферента корабля;
ν угол тангажа ЛА.

Угол v₁ соответствует состоянию, когда гак перпендикулярен траектории снижения (наиболее раннее зацепление)

где Θ угол наклона траектории; при посадке q отрицателен.

В этом диапазоне углов можно выделить поддиапазон, обеспечивающий зацепление без "хлыста" зацепление за трос аэрофинишера не ранее момента касания основных стоек посадочной палубы

где ϕ₂ определяется по формуле (5), а аналогичен углу ϕ₂, но соответствует необжатым основным стойкам шасси

где

где h_c высота основных стоек шасси в необжатом состоянии.

Необходимость управления угловым положением гака определяется:
а) в диапазоне посадка без "хлыста" пролетом кормового среза корабля без зацепления гаком;
б) в диапазоне обеспечение зацепления за трос в критической ситуации, когда вероятен "хлыст" и как следствие возможность поломки носовой стойки (не исключается), но уход на 2-й круг по каким-либо причинам невозможен. При этом считается, что ЛА пролетел кормовой срез без зацепления гаком.

Пролет кормового среза без зацепления гаком требует определения углового положения гака ϕ и разницы высот над кормовым срезом основных стоек и гака (Δh_ст), фиг. 2, где h_к вертикальная составляющая качки.

Принято, что основными стойками шасси ЛА не касается кормового среза (иначе катастрофическая ситуация), поэтому необходимо учитывать только отклонение кормового среза, вызванное угловой качкой дифферентом корабля. Тогда условие незацепления гаком за кормовой срез будет:
для случая а) выполняется всегда, т.к. АВ параллельна палубе корабля;
для случая б) необходимо значение угла отклонения гака при пролете кормового среза задавать по формуле (3). Тогда закон управления положением гака для а) будет:

для случая б)

где D расстояние от расчетной точки касания (РТК) до кормового среза.

Сигналы управления положением гака ϕ_г через тумблер 28, включаемый одновременно при выпуске гака, подается на усилитель 37 электрогидропривода и для контроля летчику на видеосмеситель 7.

Т. к. касание (удар) гаком палубы происходит с различной вертикальной скоростью V_y, то необходимо менять демпфирование тормозного крюка ζ;; при малых значениях x; происходит "отскок" крюка, вследствие чего возможен "перескок" аэрофинишера; при больших значениях x возможно разрушение гака. Для исключения "перескока" троса аэрофинишера и исключения разрушающих гак нагрузок необходимо адаптивное демпфирование при ударе гака. Для этого блок 38 адаптивного демпфирования связан с датчиком вертикальной скорости V_y 24, а его выход, реализующий зависимостью x= f(V_у) поступает на усилитель 37. Эта зависимость определяется из уравнения , где h_отск величина "отскока" захвата гака после 1-го удара палубы. Его величина не должна превышать высоту положения троса аэрофинишера над посадочной палубой (10-12 см).

После окончания процесса зацепления за трос аэрофинишера сигналы тензодатчика 39, установленного на штанге 35 тормозного крюка, поступают в логическое устройство вычислителя 17 и служат для уборки крюка при ϕ₂=0.
"Запрет посадки" реализуется в вычислителе 8 согласно алгоритму:

где прогнозируемое значение вертикальной скорости ЛА в ожидаемой точке касания;
прогнозируемое значение высоты пролета ЛА кормового среза (КС);
H_доп.ух допустимая граница высоты безопасного ухода на 2-й круг;
Z_доп допустимая граница предельных боковых отклонений.

Малогабаритная телевизионная камера 30 снабжена комбинированной оптикой
объективом 33 (установлен на ∞) с прицельной сеткой 32, стабилизированным в горизонте зеркалом 31. Передающая трубка типа "видикон" с кремниевой мишенью или прибор с зарядовой связью (ПЗС). Возможно дистанционное переключение поля зрения (20^o или 5^o), разрешающая способность не менее 400 телевизионных линий на угловой размер поля зрения вдоль строк, при контрастности цели 85% камера видикон размером 17 мм по диагонали, поле зрения по диагонали 20, число строк 525 при отношении сторон растра 3:4, частота кадров 30 Гц. Указанная контрастность и разрешающая способность при освещенности от 1000 до 100000 лк. Смаз изобретения отсутствует [2]
Оптическая система включает в себя дистанционно управляемый механизм изменения поля зрения в отношении 4:1 и привод светофильтра, который позволяет изменять уровень освещенности в 4-10 раз.

Неподвижное прицельное перекрестие, центр которого соответствует линии визирования с ошибкой, не превышающей 100 мкрад.

Система, содержащая телевизионную передающую камеру 30 с объективом 33, подвижное зеркало 31 со следящей передачей, транспарант 32 с нанесенным перекрестием, служит базой для определения положения ЛА относительно заданной глиссады планирования и расчетной точки зацепления за трос аэрофинишера.

Камера 30 устанавливается по продольной оси ЛА в зоне расположения точки приземления и таким образом, что ось ее направлена по траектории посадки.

По линии связи изображение передается на видеосмеситель 7 телевизионного приемника на ЭЛТ 5 и далее поступает на коллиматорный визир 2.

Летчик наблюдает на экране визира 2 отклонение ЛА от требуемой траектории посадки и расчетной точки зацепления, обозначенных с помощью визирной сетки относительно тросов аэрофинишера 42, и управляет таким образом, чтобы ликвидировать отклонения.

Летчик, зная размеры ЛА, крюка и его положение относительно палубы корабля, оценивает отклонение и с помощью органов управления изменяет местоположение крюка и ЛА.

Использование вычислителя 17 управления тормозным крюком компенсирует запаздывание летчика в принятии решений по отработке внешних воздействий.

Автоматизированное управление тормозным крюком дает возможность предотвратить и устранить такие явления при касании палубы и зацеплении за трос, как удар и "отскок" гака ЛА, снижающегося с большой вертикальной скоростью ("козел"), раннего зацепления за трос, когда не коснулись основные стойки шасси ("хлыст"), обрыв троса, избежать удара тормозным крюком или соплом ЛА о кормовой срез, устранить угол крена при посадке, принудительное зацепление за трос при невозможности выполнить повторный заход из-за нехватки топлива, поломки шасси и ранний износ самого тормозного крюка.

При использовании данного устройства управления тормозным крюком в условиях дальности видимости 60-800 м вероятность успешного зацепления за 2 трос повышается в 1,6-1,8 раз по сравнению с прототипом.

Литература
1. Павленко З.Ф. Корабельные самолеты. М. Воениздат, 1990, с. 972, 60, 92.

2. Быков Р.Е. Сигалов В.М. Эйсенгарт Г.А. Телевидение. М. Высшая школа, 1988, с. 146.

Формула изобретения

1. Устройство управления тормозным крюком летательного аппарата, содержащее тормозной крюк с амортизатором, замком, штангой, захватом за трос аэрофинишера, дистанционно управляемый привод крюка с помощью тумблера, его выпуска и уборки, индикатор на лобовом стекле с видеосместителем, отличающееся тем, что привод выполнен следящим электрогидравлическим с усилителем-сумматором, устройство снабжено кнюпелем с датчиком положения, устанавливаемыми на ручке управления, и датчиком положения крюка, при этом выходы датчика положения кнюпеля, датчика положения крюка и тумблера выпуска и уборки связаны с входами усилителя сумматора электрогидропривода.

2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что оно выполнено с вычислителем положения тормозного крюка, состоящего из последовательно связанных компараторов, делителей напряжений, логического устройства, входы вычислителя соединены с датчиком малых высот, воздушной скорости, угла тангажа, вертикальной скорости, обжатия стоек, тензодатчиком на крюке и радиоприемником линии передачи сигналов управления по параметрам дальности и углов дифферента корабля, а выход вычислителя соединен с сумматором электрогидравлического привода.

3. Устройство по пп. 1 и 2, отличающееся тем, что оно снабжено телевизионной передающей камерой, оптически связанной с объективом, прицельной сеткой, следящим зеркалом, стабилизированным в горизонте, и установленными в задней нижней части фюзеляжа летательного аппарата, причем выход телевизионной камеры соединен с входом видеосмесителя индикатора на лобовом стекле, другие входы видеосмесителя соединены с вычислителем запрета посадки, с датчиком обратной связи положения электрогидропривода, выходом вычислителя положения тормозного крюка.

4. Устройство по пп. 1 3, отличающееся тем, что оно снабжено блоком адаптивного демпфирования при ударе тормозного крюка о палубу, вход которого соединен с датчиком вертикальной скорости, а выход связан с входом усилителя-сумматора электрогидропривода тормозного крюка.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3