Способ определения массы летательного аппарата, положения его центра масс и устройство для его осуществления



Способ определения массы летательного аппарата, положения его центра масс и устройство для его осуществления
Способ определения массы летательного аппарата, положения его центра масс и устройство для его осуществления

 


Владельцы патента RU 2400405:

Ковалёв Вячеслав Данилович (RU)
Копылов Геннадий Алексеевич (RU)

Изобретение относится к способу и устройству определения массы летательного аппарата, положения его центра масс. Способ заключается в том, что по сигналам в виде электродвижущей силы (ЭДС), снимаемым с датчиков давления, например пьезоэлектрических датчиков, размещаемых в месте крепления стоек шасси к конструкции летательного аппарата и прямопропорциональных массе последнего, определяется масса летательного аппарата и положение его центра масс. Устройство состоит из датчиков давления (5, 6 и 7) на стойках шасси, микроконтроллера (8) и дисплея (9). Все составные элементы устройства располагаются непосредственно на борту летательного аппарата (1). Сигналы Сгл.пр, Сгл.л, Спер с датчиков давления (5, 6, 7) поступают в микроконтроллер (8), где преобразуются в численные сигналы массы летательного аппарата и положения его центра масс на продольной и поперечной осях, которые подаются на дисплей (9), где экипаж визуально получает информацию о массе летательного аппарата и положении его центра масс перед взлетом. Достигается увеличение информативности экипажа летательного аппарата и повышение безопасности полета. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к бортовым системам информации.

Известен способ определения массы самолета и положения центра масс [1], заключающийся в определении массы отдельных частей самолета при его изготовлении и размещении этих частей таким образом, что центр масс располагается в определенном месте, между передней и основными стойками шасси (предполагается трехопорное шасси с передней опорой, как наиболее распространенное). При снаряжении самолета, например боеприпасами, и его заправке изменение положения центра масс самолета также известно (определено на заводе при изготовлении).

Масса летательного аппарата и положение его центра масс в этом случае всегда будут известны. Это относится, например, к самолетам-истребителям, к самолетам-штурмовикам и т.п., у которых все варианты снаряжения заранее известны и не меняются с течением времени.

Однако это относится не ко всем летательным аппаратам. Например, транспортные самолеты и вертолеты загружаются каждый раз отличными друг от друга грузами как по массе, так и по распределению его вдоль продольной оси летательного аппарата, что меняет положение центра масс. Известно много случаев, когда из-за перегрузки летательных аппаратов происходили аварии и катастрофы. Достаточно вспомнить катастрофу вертолета с губернатором Красноярского края Лебедем А.И., которая произошла из-за перегрузки. Обычно (и оправданно) стремятся загружать летательный аппарат до максимально допустимой величины, чтобы его эффективно использовать. Однако летчику трудно определить массу загружаемого груза и его распределение вдоль грузовой кабины (информация об этом в кабину летчика не поступает), что не позволяет знать положение центра масс и является недостатком данного способа.

Известен способ определения веса и центра тяжести самолета [2], заключающийся в том, что самолет помещают на платформу, поднимают гидроподъемниками и получают сигналы с датчиков давления о величине нагрузки на каждый из них, а счетно-решающий блок определяет общий вес (массу) самолета и положение центра тяжести (центра масс).

Хотя понятия «масса» и «сила тяжести» имеют разное значение (масса является мерой инертности тела в поступательном движении и характеризует способность тела взаимодействовать с другими телами, а сила тяжести определяется законом всемирного тяготения и является силой, действующей на тело, вследствие притяжения к Земле, равной по модулю силе реакции и направленной противоположно ей) [4], между ними существует тесная связь. Сила тяготения Fтяг, составляющей которой является сила тяжести G, равна [4]:

где m1 - масса летательного аппарата;

m2 - масса Земли;

ν - коэффициент пропорциональности, который называется гравитационной постоянной;

r - расстояние между массами m1 и m2.

Из формулы видно, что связь между силой тяготения и массой летательного аппарата прямопропорциональная, а так как сила тяжести G летательного аппарата является составляющей силы тяготения, то, следовательно, между массой и силой тяжести летательного аппарата существует прямопропорциональная связь. Поэтому, правомерно при качественном рассмотрении, вместо массы употреблять силу тяжести (для большей наглядности) и наоборот, что и будет авторами использоваться в дальнейшем. И центр масс совпадает с центром тяжести летательного аппарата. Недостатком этого способа является то, что платформа является очень громоздким сооружением и может эксплуатироваться только на стационарных аэродромах. Также процесс определения массы самолета и положения его центра масс занимает значительное время, требует заметных материальных и трудовых затрат. Кроме того, информация о массе летательного аппарата и положении его центра масс в кабину летчика не поступает.

Этот способ является наиболее близким к предлагаемому, поэтому и взят за прототип.

Технической задачей изобретения является разработка способа определения массы летательного аппарата, положения его центра масс и информирование об этом летчика, находящегося в кабине летательного аппарата, в любой момент времени, при нахождении летательного аппарата на земле.

Технический результат изобретения достигается тем, что масса летательного аппарата и положение его центра масс перед взлетом определяются по сигналам с датчиков давления, например пьезоэлектрических датчиков, располагающихся непосредственно на летательном аппарате, в частности в месте крепления стоек шасси к конструкции летательного аппарата, причем эти сигналы образовываются в виде электродвижущейся силы (ЭДС), прямопропорциональной массе летательного аппарата: чем больше масса, тем больше ЭДС. Но масса летательного аппарата распределяется неравномерно по всем датчикам, то есть стойкам шасси в данном случае, что зависит от положения центра масс летательного аппарата, и эти сигналы с датчиков давления поступают в бортовой процессор, например микроконтроллер, где преобразуются в числовое значение массы летательного аппарата по суммарному значению ЭДС со всех датчиков и присоединением к этой массе известной массы стоек шасси, а по различию значений ЭДС с каждого датчика и известным размерам базы шасси и его колеи определяется численное значение положения центра масс летательного аппарата на его продольной и поперечной осях, после чего сформированные в процессоре сигналы, в виде численных величин массы летательного аппарата и положения его центра масс на продольной и поперечной осях, поступают в кабину экипажа на отображаемое устройство, например дисплей, где высвечиваются и позволяют экипажу получать визуально, или в любом другом виде, информацию о массе летательного аппарата и положении его центра масс перед взлетом.

Заявляемый способ реализуется в устройстве, в котором масса летательного аппарата преобразуется в электрический сигнал (ЭДС - электродвижущую силу) на датчиках давления, например пьезоэлектрических датчиках, по суммированию которого с нескольких датчиков определяется масса летательного аппарата, а по распределению на этих датчиках - положение его центра масс. Датчики давления устанавливаются в месте соединения стоек шасси с остальной частью конструкции летательного аппарата и воспринимают на себе давление его массы, в результате чего в датчиках образуется ЭДС, пропорциональная давлению на эти датчики: чем больше масса, тем больше давление, тем больше ЭДС. Заранее отградуированные датчики (или на заводе-изготовителе этих датчиков) позволяют по величине ЭДС с них определять давление на них, т.е. усилие со стороны летательного аппарата, соответствующее его массе. Сигналы с датчиков давления поступают на микроконтроллер, где по этим сигналам определяется масса летательного аппарата и положение его центра масс, формируется информационный сигнал, подаваемый на дисплей в кабине летчика. При нахождении на земле летчик в любой момент имеет информацию о массе летательного аппарата и положении его центра масс, т.е. предлагается устройство, в котором все элементы располагаются непосредственно на летательном аппарате и включают в свой состав датчики давления, например

пьезоэлектрические датчики, размещаемые, в частности, в местах крепления стоек шасси с конструкцией летательного аппарата, процессор, в частности микроконтроллер, и отображающее устройство в кабине экипажа, например дисплей, причем в датчиках давления, при действии на них массы летательного аппарата, образуются сигналы в виде электродвижущих сил (ЭДС), которые поступают в микроконтроллер, где преобразуются в численные величины массы летательного аппарата и положения его центра масс на продольной и боковой осях, а затем эти сигналы поступают в кабину экипажа на отображающее устройство, например дисплей, на котором экипаж, при необходимости, может получить визуально информацию о массе летательного аппарата и положении его центра масс перед взлетом.

Новыми признаками, обладающими существенными отличиями по способу, являются:

1. Получение информации о массе летательного аппарата с датчиков давления, расположенных на самом летательном аппарате.

2. Определение центра масс летательного аппарата с помощью микроконтроллера (или любого другого устройства), размещенного на борту летательного аппарата.

3. Получение информации о массе летательного аппарата и положении его центра масс экипажем в кабине на дисплее или другом устройстве.

Существенными отличительными признаками по устройству являются:

1. Расположение всех элементов устройства непосредственно на летательном аппарате.

2. Наличие дисплея или любого другого устройства в кабине экипажа, на котором воспроизводится информация о массе летательного аппарата и положении его центра масс.

3. Связи между известными и новыми элементами устройства. Использование новых признаков, в совокупности с известными, и новых связей между ними обеспечивают достижение технического результата изобретения, а именно: получение информации экипажем в кабине летательного аппарата о величине массы этого летательного аппарата и положении его центра масс.

Изобретение поясняется чертежами. На фиг.1 представлена схема действия сил на летательный аппарат при его нахождении на земле. На фиг.2 - структурная схема устройства для реализации предлагаемого способа. Летательный аппарат (фиг.1) имеет силу тяжести G, приложенную в его центре масс (Ц.М.). Центр масс располагается внутри фюзеляжа 1. Снизу к фюзеляжу крепятся стойки шасси: основные стойки 2 и 3, и передняя стойка 4. Сила тяжести G уравновешивается реакциями от земли, действующими на основные стойки Nгл и переднюю стойку Nпер. Реакция на основные стойки состоит из двух составляющих: действующих на левую основную стойку Nгл.л и на правую основную стойку Nгл.пр.

На каждой стойке шасси, между фюзеляжем и стойкой, установлены датчики давления 5, 6 и 7, например пьезоэлектрические датчики. При давлении на них они вырабатывают сигналы Сгл.л, Сгл.пр и Спер соответственно с датчиков на главной левой, на главной правой и на передней стойках в виде напряжения (ЭДС). База шасси (расстояние между осями колес главных стоек и осью переднего колеса) обозначена через L. Расстояние от центра масс до осей колес основных стоек обозначена через l1, а до оси переднего колеса - через l2. Ширина колеи (расстояние между осями главных стоек) обозначена через «а» (вид А, фиг.1). Расстояние от центра масс до оси главной левой стойки обозначено через «a1», а до оси главной правой стойки - через «а2».

На фиг.2 датчики давления 5, 6 и 7 обозначены через Дгл.пр, Дгл.л и Дпер соответственно датчики на главной правой, на главной левой и передней стойках, с которых поступают сигналы соответственно Сгл.пр, Сгл.л и Спер. В структурную схему также входит микроконтроллер 8 и дисплей 9 в кабине летчика.

Работа по определению массы летательного аппарата и положения его центра масс предлагаемым способом заключается в следующем.

На земле, когда летательный аппарат не движется, то суммы проекций всех сил на каждую из координатных осей и суммы их моментов относительно этих осей равны нулю [3]. Проекции сил, действующих на летательный аппарат, будут только на ось «У». На остальные оси эти проекции будут равны нулю.

Составим сумму проекций сил на ось «У»:

ΣFiy=0. Nгл+Nпер-G=0;

Nгл=Nгл.л+Nгл.пр.

Тогда: Nгл.л+Nгл.пр+Nпер-G=0.

Или:

По этому уравнению определяется масса летательного аппарата G. Моменты будут действовать только относительно осей «X» и «Z», а относительно оси «У» они будут равны нулю.

Составим сумму моментов относительно оси «X»:

Σmx=0; - Nгл.л·a1+Nгл.пр·а2=0

Отсюда:

Расстояние «а» известно (колея шасси).

Тогда: а2=а-a1.

Подставляем в (2) и получаем:

Nгл.пр(a-a1)=Nгл.л·a1.

Или: Nгл.пр.·а-Nгл.пр·a1=Nгл.л·a1.

Или: Nгл.пр·а=a1(Nгл.пр+Nгл.л).

Или: Nгл.пра=a1·Nгл.

Отсюда:

Т.е. положение центра масс в поперечном направлении определяется формулой (3).

Составим сумму моментов относительно оси «Z»:

Σmz=0. -Nгл·l1+Nпер·l2=0;

Отсюда:

База шасси L известна. Тогда l2=L-l1.

Подставляем в (4) и получаем:

Nпер(L-l1)=Nгл·l1.

Или: Nпер·L-Nпер·l1=Nгл·l1.

Или: Nпер·L=l1(Nпер+Nгл).

Отсюда

Уравнение (5) определяет положение центра масс в продольном направлении летательного аппарата.

Таким образом, используя уравнение (1), определяется масса летательного аппарата М (сила тяжести G). Значения реакций Nгл.л, Nгл.пр и Nпер определяются по величинам сигналов (ЭДС) Сгл.л, Сгл.пр и Спер с датчиков давлений 5, 6 и 7. Эта масса должна быть меньше или равной ее предельному значению Мпред (Gпред) т.е. М≤Мпред (G≤Gпред). Или Nгл.л+Nгл.пр+Nпер.≤Gпред. Значение Gпред для каждого летательного аппарата известно.

По уравнению (5) определяется положение центра масс вдоль продольной оси летательного аппарата. Величина l1 должна быть меньше L, т.е. l1<L. Если положение центра масс выходит за пределы базы шасси, то нарушается продольная устойчивость при разбеге.

По уравнению (3) определяется положение центра масс в поперечном направлении. Желательно, чтобы значение «a1» было близко к половине а величины «а», т.е. - иначе появляется крен.

Устройство работает следующим образом. С датчиков давления 5, 6 и 7 (Дгл.пр, Дгл.л, Дпер) снимаются сигналы (ЭДС) Сгл.пр, Сгл.л и Спер, (фиг.2), пропорциональные усилиям, действующим на эти датчики (пропорционально Nгл.пр, Nгл.л и Nпер), которые пропорциональны массе летательного аппарата (его силе тяжести): чем больше масса летательного аппарата, тем больше сигналы Сгл.пр, Сгл.л, Спер. Эти сигналы поступают на микроконтроллер 8, который преобразует их в сигналы «масса летательного аппарата М», «Центр масс l1» (положение центра масс на продольной оси летательного аппарата), «Центр масс a1» (положение центра масс на поперечной оси самолета) по следующему алгоритму:

1. Каждый сигнал Сгл.пр, Сгл.л, Спер переводится в массу, например m1, m2, m3 соответственно.

2. Суммируются все массы, образуя массу летательного аппарата М=m1+m2+m3+mш, где mш - масса всех стоек шасси (она известна заранее).

3. Формируется сигнал «Масса летательного аппарата М» и подается на дисплей 9, находящийся в кабине экипажа. Если М>М допустимое, то вылетать с такой массой запрещается. На дисплее загорается красный сигнал - вылет запрещается.

4. Формула (5) преобразуется в формулу:

5. Формируется сигнал «Центр масс l1» и подается на дисплей 9, находящийся в кабине экипажа.

Если l1<L, то на дисплее высвечивается (когда надо) значение l1, например, зеленым цветом. Самое благоприятное значение с точки зрения продольной устойчивости летательного аппарата на разбеге (и пробеге, если посадка с грузом), т.е. l1 0,5L.

Если l1 близка к 0,1 L и менее или к 0,9 L и более, то следует экипажу обратить особое внимание на возможность вылета с таким расположением центра масс или повышенное внимание на управление на этих режимах. Если l1≤0·L или l1>L, то вылет с таким расположением центра масс невозможен: очень велика вероятность катастрофы. На дисплее загорается красный сигнал - вылет запрещается.

6. Формула (3) преобразуется в формулу:

7. Формируется сигнал «Центр масс a1» и подается на дисплей 9, находящийся в кабине экипажа.

Наиболее благоприятное положение центра масс, когда , т.е. центр масс находится в плоскости продольной оси летательного аппарата, и крена в этом случае не будет при отрыве летательного аппарата от земли. Если a1<0·а или a1>а, то вылет с таким расположением центра масс запрещается, так как случайное попадание одной из стоек шасси в яму или на бугорок может накренить летательный аппарат на разбеге и привести к катастрофе. Если 0,5а<a1<0,5а, то летчик должен быть готов парировать крен при отрыве летательного аппарата от земли.

При a1<0·а и a1>а на дисплее 9 загорается красный сигнал - вылет запрещается. Таким образом, перед вылетом летчик нажимает на дисплее соответствующую кнопку, чтобы узнать массу летательного аппарата и расположение его центра масс. Если М>m допустимое, l1≤0·L или l1≥L, a1<0·а или a1>а, то на дисплее загорается красный сигнал (по какой из названных причин, летчик определит по численному значению М, l1, a1. В остальных случаях значения этих величин высвечиваются другим (не красным) цветом, и летчик, находясь в кабине летательного аппарата, получает эту информацию. Затем он выключает дисплей (когда снимет с него эти показания).

Использование заявляемого изобретения позволяет летчику получить быстро информацию о массе летательного аппарата и расположении его центра масс, находясь в кабине экипажа, что делает вылет, дальнейший полет и посадку безопасными.

Источники информации

1. Основы конструкции самолетов / Под ред. Туркина К.Д. - М.: Военное издательство, 1974. - С 129.

2. Описание изобретения к авторскому свидетельству SU №1015567 от 22.10.81 г.

3. Тарг С.М. Краткий курс теоретической механики. - М.: Наука, 1970. -С.117.

4. Яворский Б.М., Селезнев Ю.А. Справочное руководство по физике для поступающих в вузы и для самообразования. - М.: Наука, 1989. - С.42, 51-53.

1. Способ определения массы летательного аппарата и положения его центра масс с целью увеличения информативности экипажа в кабине и повышения безопасности полета, при котором определяется масса летательного аппарата и его центр масс, отличающийся тем, что масса летательного аппарата и положение его центра масс перед взлетом определяются по сигналам датчиков давления, например пьезоэлектрических датчиков, располагающихся непосредственно на летательном аппарате, в частности в месте крепления стоек шасси к конструкции летательного аппарата, причем эти сигналы образовываются в виде электродвижущей силы (ЭДС), прямо пропорциональной массе летательного аппарата: чем больше масса, тем больше ЭДС, но масса летательного аппарата распределяется неравномерно по всем датчикам, то есть стойкам шасси в данном случае, что зависит от положения центра масс летательного аппарата, и эти сигналы с датчиков давления поступают в бортовой процессор, например микроконтроллер, где преобразуются в числовое значение массы летательного аппарата по суммарному значению ЭДС со всех датчиков и присоединением к этой массе известной массы стоек шасси, а по различию значений ЭДС с каждого датчика и известным размерам базы шасси и его колеи определяется численное значение положения центра масс летательного аппарата на его продольной и поперечной осях, после чего сформированные в процессоре сигналы в виде численных величин массы летательного аппарата и положения его центра масс на продольной и поперечной осях поступают в кабину экипажа на отображаемое устройство, например дисплей, где высвечиваются, и позволяют экипажу получать визуально или в любом другом виде информацию о массе летательного аппарата и положении его центра масс перед взлетом.

2. Устройство для определения массы летательного аппарата и положения его центра масс, отличающееся тем, что все элементы этого устройства располагаются непосредственно на летательном аппарате и включают в свой состав датчики давления, например пьезоэлектрические датчики, размещаемые, например, в местах крепления стоек шасси с конструкцией летательного аппарата, процессор, в частности микроконтроллер, и отображающее устройство в кабине экипажа, например дисплей, причем в датчиках давления при действии на них массы летательного аппарата образуются сигналы в виде электродвижущих сил (ЭДС), которые поступают в микроконтроллер, где преобразуются в численные величины массы летательного аппарата и положения его центра масс на продольной и боковой осях, а затем эти сигналы поступают в кабину экипажа на отображающее устройство, например дисплей, на котором экипаж, при необходимости, может получить информацию о массе летательного аппарата и положении его центра масс перед взлетом.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике и предназначено для использования при реализации бортового комплекса навигации, управления и наведения многофункциональных маневренных летательных аппаратов (ЛА).

Изобретение относится к области автоматизации процесса обнаружения программных и оперативных целей. .

Изобретение относится к оптико-механической промышленности и может быть использовано для обеспечения наблюдения и мониторинга окружающего пространства с подвижных носителей.

Изобретение относится к системам тревожной сигнализации, применяемым на летательных аппаратах. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к тактильным системам предупредительной сигнализации для вертолетов. .

Изобретение относится к конструкции хвостового вала трансмиссии вертолета, оснащенного измерителем крутящего момента. .

Изобретение относится к области авиации и, в частности, к определению воздушных параметров полета летательных аппаратов. .

Изобретение относится к системам сбора и регистрации информации. .

Изобретение относится к области систем защиты от резонансных колебаний, в частности подвешенных аэростатных платформ с вращающимися антеннами радиолокационных станций.

Изобретение относится к области разработки интерфейсных элементов для усовершенствования процедуры выполнения полета

Изобретение относится к приборному оборудованию в области авиации

Изобретение относится к способу формирования прогноза вектора скорости полета

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в системах сигнализации о пилотажных параметрах вертолета

Группа изобретений относится к автономным цифровым интегрированным комплексам бортового электронного оборудования многодвигательных воздушных судов. Бортовая система информационной поддержки содержит модуль динамики взлета, модуль высотно-скоростных и метеорологических параметров, модуль летно-технических характеристик, модуль аэродинамики, модуль тяги силовых установок, модуль базы данных аэродромов и мировую базу данных рельефа подстилающей поверхности EGPWS повышенной точности в 3D формате и минимальных безопасных высот, модуль анализа и принятия решений и другие модули. В предлагаемом когнитивном формате представления информации на взлетном пилотажном индикаторе выполнены синтезированное отображение взлетно-посадочной полосы с осевой линией, номером порога взлетно-посадочной полосы, отображение границ максимально допустимого бокового отклонения судна на разбеге, другие важные отображения. На пилотажном индикаторе на фоне лобового стекла дополнительно отображены команды на подъем передней стойки, отрыв, доразгона судна до безопасных скоростей набора высоты и команды на выдерживание оптимального угла тангажа на воздушном участке взлетной дистанции, а также команды на отворот и экстренный набор высоты для предотвращения столкновения с рельефом подстилающей поверхности и искусственными препятствиями. Форматы указанных параметров отображены с использованием принципов активации визуального восприятия информации в информационной поддержке экипажа в его когнитивной деятельности с использованием принципов искусственного интеллекта, полноты представления информации, актуальности и интерактивности. В результате упрощается управление летательным аппаратом, повышается безопасность полетов. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 10 ил., 3 табл.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам индикации об опасных режимах полета. Устройство для индикации срыва потока на лопастях вертолета содержит блок волоконно-оптической коммутации, блок источника света, блок хранения информации, блок электропитания, блок анализа информации, блок спектрального анализа и цифроаналоговый преобразователь, блок-регистратор, индикатор, волоконно-оптический соединитель и два или более волоконно-оптических тензодатчиков, каждый из которых имеет свою полосу рабочих частот в спектре излучения блока источника света. Тензодатчики установлены на поверхности невращающихся деталей автомата перекоса вертолета. Выходные сигналы тензодатчиков изменяются в зависимости от стадий появления срыва воздушного потока на лопастях несущего винта вертолета и передаются блок-регистратору, установленному на борту вертолета. Индикатор стадий срыва установлен на панели управления вертолетом для информирования летчика о стадиях срыва потока на лопастях. Повышается безопасность при выполнении полетов вертолета и достигается возможность контроля пилотом эксплуатационных перегрузок на деталях автомата перекоса. 3 ил.

Изобретение относится к средствам поиска и обнаружения источников гамма-излучения и предназначается для оснащения беспилотных летательных аппаратов. Блок детектирования гамма-излучения в составе двух счетчиков сцинтилляционных, контроллера с установленным модулем GPS, аккумуляторной батареи, при этом для связи между блоком детектирования и пультом дистанционного управления используется GSM-канал, образованный размещенным в блоке детектирования модулем GSM и установленным в пульте управления GSM-модемом, а сцинтилляторы выполнены в виде круглых прямых цилиндров с высотой больше диаметра основания, причем сцинтилляторы ориентированы основанием перпендикулярно направлению полета беспилотного летательного аппарата. Технический результат - расширение области поиска локальных источников гамма-излучения в режиме реального времени. 2 ил.

Электронный модуль (1), например устройство отображения, содержит первый соединитель, а каркас (20), например каркас приборной панели летательного аппарата, содержит второй соединитель (22), дополняющий первый соединитель. Первый соединитель установлен в боковой выемке (11) на стенке модуля, второй соединитель установлен со свободным вращением в каркасе на опорах (23), которые также включают в себя фиксирующую ручку (24) для обеспечения электрического и механического соединения модуля в каркасе. Обеспечивается простая и легкая установка электронного модуля в каркас. 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

Группа изобретений относится к противобликовому козырьку и приборной панели, оборудованным устройством аварийного наблюдения. Козырек включает в себя противобликовый козырек в кабине и отсек, утопленный в противобликовом козырьке. Панель содержит отсек, встроенный в приборную панель. Внутри отсека расположен нагнетатель воздуха. Надувная первая оболочка, изготовленная из воздухонепроницаемого материала и имеющая расширенную форму при развертывании и спущенную форму, когда она не используется, соединена трубчатым воздушным каналом с нагнетателем воздуха. Первая оболочка, когда она находится в спущенном виде, хранится в отсеке. Первый и второй прозрачные элементы, расположенные соответственно на первом и втором концах оболочки, обеспечивают возможность пользователю видеть через первую оболочку при ее расширении и наблюдать источник информации на удаленном конце первой оболочки при появлении дыма или других твердых частиц в окружающей среде. Переключатель, функционально связанный с нагнетателем воздуха, для приведения его в действие и надувания первой оболочки при развертывании. Обеспечивается возможность аварийного наблюдения оператором за приборами или другими источниками воспроизведения информации для безопасной посадки самолета после появления дыма и/или взвеси твердых частиц в воздухе кабины. 2 н. и 15 з.п. ф-лы, 14 ил.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к оболочечным конструкциям из полимерных композиционных материалов, и может быть использовано при создании корпусов и отсеков летательных аппаратов, применяемых в ракетной и авиационной технике. Согласно способу изготовления приборного конического отсека летательного аппарата из полимерных композитов, на конической оправке с цилиндрическими концами формируют внутреннюю оболочку, промежуточный слой и наружную оболочку. Для формирования внутренней оболочки на оправку наматывают спиральный технологический слой липкой двухсторонней стеклопластиковой ленты, на которую с нахлестом укладывают сектора предварительно пропитанной арамидной ткани, прижимая их края на цилиндрических концах оправки предварительно пропитанной арамидной лентой и создавая ступеньку на меньшем цилиндре. Для формирования промежуточного слоя с упором в эту ступеньку укладывают встык сектора из пластин пенопласта, предварительно обжимая их сначала технологическими кольцами из резиновых жгутов, затем слоями технологической рубашки из термоусадочных волокон, удаляя резиновые жгуты. Изобретение обеспечивает повышение качества и надежности получаемого изделия. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 8 ил.
Наверх