Способ стабилизации конуса-датчика агрегата заправки топливом в полете



Способ стабилизации конуса-датчика агрегата заправки топливом в полете
Способ стабилизации конуса-датчика агрегата заправки топливом в полете

 


Владельцы патента RU 2523301:

Открытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Звезда" имени академика Г.И. Северина" (RU)

Изобретение относится к управляемым агрегатам заправки летательных аппаратов топливом в полете. При стабилизации конуса в трех перпендикулярных осях симметрии конуса направлениях выдуваются струи, интенсивность которых задается как линейная функция скорости и смещения конуса в соответствующем направлении. Для определения которых устанавливают акселерометры в двух взаимно перпендикулярных плоскостях и микропроцессор, который по измеренным акселерометрами ускорениям вычисляет изменяющиеся во времени скорость и перемещение конуса, по которым определяет реактивные силы струй в двух взаимно перпендикулярных плоскостях, необходимые для коррекции положения конуса и в соответствии со значениями этих сил выдает сигнал на изменение параметров струй. Достигается стабилизация конуса агрегата заправки.

 

Изобретение относится к области авиации, в частности к агрегатам дозаправки летательных аппаратов топливом в полете по типу «шланг-конус».

В результате колебаний конуса-датчика агрегата заправки топливом в полете, вызванных турбулентностью потока, возмущениями, вызванными обтеканием самолета-заправщика и заправляемого самолета и колебанием заправочного шланга в возмущенном потоке, возникает усложнение процесса заправки.

Конус-датчик необходимо стабилизировать.

Известен способ стабилизации конуса-датчика агрегата заправки топливом в полете путем применения стабилизирующей аэродинамической юбки (ГОСТ 22488-77; патент US 2769604, приоритет 06.11.1956 г.; патент GB 98/00560, приоритет 04.03.1997 г.).

В этом способе стабилизация конуса-датчика осуществляется за счет обтекания и выстраивания по потоку узла контактирования, имеющего разрезную юбку в виде парашюта, что является недостаточно эффективным. В момент контакта конуса-датчика с приемником топлива требуются дополнительные затраты времени на стыковку, а также затраты сил и энергии летчиков, участвующих в заправке, что повышает психофизиологическую нагрузку на участников процесса.

Задачей изобретения является снижение времени стыковки и упрощение процесса заправки за счет стабилизации положения конуса-датчика до момента контакта его с приемником топлива.

Заявляемый способ заключается в том, что в трех перпендикулярных оси симметрии конуса-датчика направлениях выдуваются струи, интенсивность которых задается как линейная функция скорости и смещения конуса-датчика в соответствующем направлении, для определения которых устанавливаются акселерометры в двух взаимно перпендикулярных плоскостях и микропроцессор, который по измеренным акселерометрами ускорениям вычисляет изменяющиеся во времени скорость и перемещение конуса, по которым определяет реактивные силы струй в двух взаимно перпендикулярных плоскостях, необходимые для коррекции положения конуса, и в соответствии со значениями этих сил выдает сигнал на изменение параметров струй.

Заявляемый способ иллюстрируется фигурами 1 и 2. Фиг.1 представляет структурную схему способа стабилизации. Фиг.2 представляет схему направления управляющих сигналов. Акселерометры 1 (фиг.1) измеряют ускорения ay и az, значения которых передаются, соответственно, в интеграторы 2, которые вычисляют значения относительных скоростей νy1 и νz1. Эти значения не равны фактическим скоростям конуса-датчика в направлениях соответствующих осей, так как работа интеграторов начинается в произвольный момент времени, когда начальные значения этих скоростей не известны, и поэтому принимаются равными нулю.

Значения относительных скоростей νy1 и νz1 передаются, соответственно, в интеграторы 3, которые вычисляют значения относительных смещений Sy1 и Sz1 конуса-датчика вдоль соответствующих осей. Эти смещения не являются отклонениями конуса-датчика от равновесного положения, так как неизвестны ни начальные значения этих смещений в момент начала работы интеграторов, ни начальные скорости.

Значения Sy1 и Sz1 передаются в делители 4, где они делятся на время t, прошедшее с момента начала работы интеграторов 3.

Все элементы схемы начинают работать одновременно, а процессы интегрирования выполняются синхронно в режиме реального времени.

Полученные в делителях 4 значения Δνy и Δνz передаются, соответственно, в двухвходовые сумматоры 5, где они вычитаются, соответственно, из относительных скоростей νy1 и νz1, а полученные в результате величины νy и νz стремятся со временем к истинным скоростям поперечных колебаний конуса-датчика в направлениях соответствующих осей, так как начальные скорости, соответствующие началу процесса интегрирования, равны предельным значениям величин - Δνy и Δνz при t→∞.

Величины скоростей νy и νz передаются в четырехвходовой логический коммутатор 13, управляющий параметрами струй в направлениях осей 1, 2 и 3 (фиг.2).

Кроме того, значения скоростей νy и νz передаются, соответственно, в интеграторы 6, которые вычисляют значения относительных смещений Sy2 и Sz2 конуса-датчика вдоль соответствующих осей. Эти смещения не равны фактическим отклонениям конуса-датчика от равновесного положения, так как в начале процесса интегрирования неизвестно начальное значение этого отклонения.

Значения Sy2 и Sz2 передаются, соответственно, в интеграторы 7, которые вычисляют значения площадей Fy1(t) и Fz1(t) между кривыми Sy2(t) и Sz2(t) и осями времени t, проведенными из начальных точек Sy2(0)=0 и Sz2(0)=0.

Для определения фактических начальных значений смещений конуса-датчика от равновесного положения вычисляются функции Fy2(t) и Fz2(t), которые при достаточно больших значениях времени t стремятся к истинным значениям площадей между кривыми Sy(t) и Sz(t) и осями времени, проведенными через равновесные значения соответствующих смещений Sy=0 и Sz=0.

Для этого значения функций Fy1(t) и Fz1(t), соответственно, передаются в делители 8, где они делятся на время t, прошедшее с момента начала работы интеграторов. Полученные там значения ΔSy1=Fy1/t и ΔSz1=Fz1/t передаются в двухвходовые сумматоры 9, где они вычитаются из значений Sy2 и Sz2 соответственно. Полученные там значения Sy3 и Sz3 передаются, соответственно, в интеграторы 10, которые вычисляют значения площадей Fy2(t) и Fz2(t). Последние в свою очередь передаются в делители 11, где они 4 делятся на время t, а полученные в результате деления значения ΔSy2=Fy2/t и ΔSz2=Fz2/t передаются в двухвходовые сумматоры 12, где они вычитаются из значений Sy3 и Sz3.

Полученные в двухвходовых сумматорах значения Sy(t) и Sz(t) со временем стремятся к истинным значениям смещений конуса-датчика от равновесного положения. Они, так же, как и скорости νy(t) и νz(t), передаются в четырехвходовой логический коммутатор 13, управляющий параметрами струй.

Этот коммутатор вычисляет реактивные силы струй, необходимые для стабилизации конуса-датчика. Сначала вычисляются силы в направлении осей Oy и Oz по формулам Ty=kνy+kSs, Tz=kννz+kSsz,

Устройство изменения параметров струи 14 выпускает воздух в направлении оси Oy.

Устройствам 14, 15 и 16 соответствуют силы T1(t), T2(t) и T3(t)(фиг.2).

Степень изменения параметров струй выбирается из условий, обеспечивающих значения соответствующих реактивных сил:

1. если Ty>0 и Tz>0, то Т3=0, T2=Tz/cos(π/6)Т1=Ty+Tztg(π/6)

2. если Ty>0 и Tz<0, то T2=0, T3=-Tz/cos(π/6), T1=Ty-Tztg(π/6)

3. если Ty<0, то T 2 = 1 2 [ T z cos ( π / 6 ) T y sin ( π / 6 ) ] , T 3 = 1 2 [ T z cos ( π / 6 ) + T y sin ( π / 6 ) ] ,

T1=0.

Таким образом, заявляемый способ позволяет стабилизировать положение конуса-датчика до момента контакта его с приемником топлива, что ведет к упрощению процесса заправки топливом в полете, сокращению времени заправки и уменьшению психофизиологических затрат летчиков при осуществлении процесса стыковки.

Способ стабилизации конуса-датчика агрегата заправки топливом в полете за счет обтекания и выстраивания по потоку узла контактирования, имеющего разрезную юбку в виде парашюта, отличающийся тем, что в трех перпендикулярных осях симметрии конуса-датчика направлениях выдуваются струи, интенсивность которых задается как линейная функция скорости и смещения конуса-датчика в соответствующем направлении, для определения которых устанавливают акселерометры в двух взаимно перпендикулярных плоскостях и микропроцессор, который по измеренным акселерометрами ускорениям вычисляет изменяющиеся во времени скорость и перемещение конуса, по которым определяет реактивные силы струй в двух взаимно перпендикулярных плоскостях, необходимые для коррекции положения конуса, и в соответствии со значениями этих сил выдает сигнал на изменение параметров струй.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике, а именно - к подвесным агрегатам заправки (ПАЗ), обеспечивающим дозаправку летательных аппаратов топливом в полете. Задачей изобретения является улучшение эксплуатационных характеристик системы управления ПАЗ для повышения уровня автоматизации и упрощения процесса заправки. Система управления подвесного агрегата заправки состоит из блока программного управления подвесного агрегата заправки и блока связи с исполнительными устройствами подвесного агрегата заправки.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конус-датчику агрегата заправки топливом в полете. .

Изобретение относится к области авиации, в частности к конусу-датчику топлива агрегата заправки. .
Изобретение относится к летательным аппаратам легче воздуха. .

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к аэродромным автотопливозаправщикам, предназначенным для заправки летательных аппаратов (ЛА). .

Изобретение относится к стабилизирующим тормозным устройствам, которые применяются для стабилизации заправочных шлангов, отходящих примерно горизонтально от самолета-заправщика.

Изобретение относится к стабилизирующим тормозным устройствам, которые применяются для стабилизации заправочных шлангов, отходящих примерно горизонтально от самолета-заправщика.

Изобретение относится к авиаприборостроению и может быть использовано для измерения массового запаса топлива на борту маневренного самолета. .

Изобретение относится к авиационной технике, a именно к конструкциям самолетов-заправщиков. .

Изобретение относится к области управления подвесными агрегатами заправки. Система управления ПАЗ содержит систему обогрева, включающую в себя датчик температуры (1), блок управления (3) обогревом и нагревательный элемент (4). Блок автоматики (2) дополнительно оснащен входом для ввода сигнала температуры и каналом для подвода обогрева. Первый выход датчика температуры (1) подключен к входу блока автоматики (2). Второй выход датчика температуры (1) подключен к входу блока управления обогревом (3). Выход блока управления обогревом (3) подключен к входу нагревательного элемента (4). Выход нагревательного элемента (4) подключен к входу блока автоматики (2), предназначенному для подвода обогрева. Достигается повышение надежности. 2 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам дозаправки летательных аппаратов топливом в полете. Конус-датчик агрегата заправки топливом в полете содержит шаровой шарнир, корпус, аэродинамический конус и тензорезисторы. Корпус закреплен с возможностью поворота на шаровом шарнире. Тензорезисторы установлены на перемычках в сквозных прямоугольных пазах в теле охватывающей шаровой шарнир части стабилизирующего конуса. Тензорезисторы включены в измерительную схему. Достигается повышение точности измерения усилия, действующего на конус. 3 ил.

Изобретение относится к авиастроению. Способ полета группы самолетов включает взлет и полет основного боевого самолета и взлет самолета с компьютерным управлением со своим боевым комплектом. В хвостовой части основного боевого самолета закрепляют первый фиксатор с возможностью передачи по нему информационных сообщений и второй фиксатор с возможностью пополнения углеводородами самолета уменьшенных размеров с компьютерным управлением. После взлета основного боевого самолета разворачивают первый фиксатор и после подлета самолета уменьшенных размеров выполняют предварительную его фиксацию с основным боевым самолетом для формирования канала информационной связи. После разворачивают второй фиксатор на основном боевом самолете и функционально соединяют его со вторым приемным фиксатором самолета уменьшенных размеров. В зоне боевых действий по каналу информационной связи передают информацию в компьютерную систему самолета уменьшенных размеров и освобождают его от связей с основным боевым самолетом. Изобретение направлено на повышение маневренности боевого самолета. 4 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам дозаправки ЛА топливом в полете. Контрольно-проверочная аппаратура системы управления подвесного агрегата заправки содержит блок индикации, блок управления исполнительными устройствами, а также входное и выходное устройство согласования и блок программ. Блок управления оснащен входом для ввода команд. Выход входного устройства согласования подключен к входу блока программ. Выход передачи сигналов состояний блока программ подключен к входу блока индикации. Выход передачи команд управления блока программ подключен к входу блока управления исполнительными устройствами. Выход блока управления исполнительными устройствами подключен к входу выходного устройства согласования. Достигаются исключение подачи ложных или случайных команд, автоматизация выполнения проверки функционирования системы управления. 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к заправке топливом самолетов в полете. Для безопасности заправки топливом в полете перед подачей топлива через заправочную штангу с конусом на самолете выдвигают турбулизаторы для интенсивного перемешивания потока воздуха и топлива в случае его утечки. Устройство обеспечения безопасности содержит турбулизаторы с высотой, выступающей за пограничный слой на высоту не более трети расстояния между поверхностью самолета и нижней кромкой воздухозаборника двигателя, установленные в зоне максимальных скоростей на пути вероятного разлива топлива. Достигается повышение безопасности эксплуатации в условиях заправки топливом в полете. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 6 ил.
Наверх