Устройство для ограничения параметров движения самолета

 

(19)SU(11)601892(13)A1(51)  МПК ⁵    _B64C13/18(12) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯк авторскому свидетельствуСтатус: по данным на 17.12.2012 - прекратил действиеПошлина:

(54) УСТРОЙСТВО ДЛЯ ОГРАНИЧЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ ДВИЖЕНИЯ САМОЛЕТА

Изобретение относится к системам управления самолетом. Известно устройство для ограничения параметров движения самолета, содержащее датчики углов атаки, расположенные в каждом крыле самолета, задатчик критического угла атаки, блок формирования команд, включающий вычитающий элемент, и последовательно соединенные схему сравнения и усилительно-преобразующее устройство, причем выходы датчиков угла атаки подключены к входам схемы сравнения и входам вычитающего элемента, и выход задатчика критического угла атаки соединен с входом схемы сравнения. Известно также устройство для предотвращения выхода самолета на критический угол атаки, содержащее датчик угла атаки, датчик угловой скорости рыскания, задатчики критического угла атаки и критической угловой скорости рыскания, блок сравнения и блок формирования команд на отклонение органов управления самолетом. Однако эти устройства не обеспечивают полного использования маневренных свойств самолета и могут допустить зарождение штопора самолета. Цель изобретения - увеличение возможности более полного использования маневренных свойств самолета с одновременным предотвращением входа самолета в штопор. Это достигается тем, что в устройство введен датчик угла скольжения, и блок формирования команд содержит сумматор и логическое устройство, включенное между схемой сравнения и усилительно-преобразующим устройством, другие входы логического устройства соединены с выходами датчика угла скольжения, сумматора вычитающего элемента, задатчика критического угла атаки, входы сумматора подключены к выходам датчиков углов атаки. На чертеже представлена блок-схема предлагаемого устройства. Схема содержит датчики 1,2 углов атаки, расположенные в каждом крыле самолета, датчик 3 угла скольжения, блок 4 формирования команд, сумматор 5, вычитающий элемент 6, задатчик 7 критического угла атаки, схему 8 сравнения, логическое устройство 9, усилительно-преобразующее устройство 10, сигналы на отключение руля высоты U_δв, руля направления U_δн, элеронов U_δэ. Выходы датчиков 1,2 угла атаки подключены к входам сумматора 5, вычитающего элемента 6, схемы 8 сравнения, входы логического устройства 9 подключены к выходам сумматора 5, вычитающего элемента 6, задатчика 7, схемы 8 сравнения, датчика 3 угла скольжения, входы усилительно-преобразующего устройства 10 соединены с выходами логического устройства 9, выход задатчика 7 соединен с входом схемы 8 сравнения. Устройство работает следующим образом. Сумматор 5 формирует сигнал, пропорциональный значению угла атаки при отсутствии скольжения и при нулевой скорости крена самолета, в соответствии с зависимостью αβ^=0, ωx⁼⁰= (α_I+α_II) , (1) где α - угол атаки самолета; α_I - сигнал датчика угла атаки, расположенного на одном крыле;
α_II - сигнал датчика угла атаки, расположенном на другом крыле;
β - угол скольжения;
ω_x - скорость крена самолета. Вычитающий элемент 6 формирует сигнал, пропорциональный приращению угла атаки за счет наличия угла скольжения и скорости крена, в соответствии с зависимостью
Δαβ^, ωx= (α_I+α_II) , (2)
Логическое устройство 9 формирует сигнал приращения угла атаки только за счет угловой скорости крена в соответствии с зависимостью
Δαωx= Δαβ^, ωx-Δαβ , (3) где Δαβ - сигнал датчика 3 угла скольжения, пропорциональный приращению угла атаки только за счет наличия угла скольжения и получаемый путем соответствующего масштабирования сигнала с датчика угла скольжения. При совпадении сигнала критического угла атаки, задаваемого задатчиком 7, с сигналом любого из датчиков 1 или 2 угла атаки схема 8 сравнения выдает сигнал в логическое устройство 9. При поступлении этого сигнала (что указывает на наличие предельного режима полета по углу атаки) в логическом устройстве 9 происходит последовательное сравнение выходного сигнала сумматора 5 с сигналом задатчика 7 и сигнала Δαωx с сигналом датчика 3 угла скольжения. При совпадении сигнала αβ^=0,ωx⁼⁰ с сигналом задатчика 7 формируется команда на отключение только руля высоты U_δв. При их несовпадении и в случае, когда Δαβ>Δαωx , формируется команда на отклонение только руля направления U_δн, а в случае, когда Δαβ<Δαωx , формируется сигнал на отклонение только элеронов U_δэ, когда Δαβ= Δαωx , то формируются сигналы на отклонение рулей направления и элеронов (U_δн и U_δэ). Усилительно-преобразующее устройство преобразует эти сигналы и выдает команды на отклонение управляющих органов самолета.

Формула изобретения

УСТРОЙСТВО ДЛЯ ОГРАНИЧЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ ДВИЖЕНИЯ САМОЛЕТА, содержащее датчики углов атаки, расположенные в каждом крыле самолета, задатчик критического угла атаки, блок формирования команд, включающий вычитающий элемент и последовательно соединенные схему сравнения и усилительно-преобразующее устройство, причем выходы датчиков углов атаки подключены к входам схемы сравнения и входам вычитающего элемента, и выход задатчика критического угла атаки соединен с входом схемы сравнения, отличающееся тем, что, с целью увеличения маневренности самолета с одновременным предотвращением входа самолета в штопор, в него введен датчик угла скольжения, и блок формирования команд содержит сумматор и логическое устройство, включенное между схемой сравнения и усилительно-преобразующим устройством, другие входы логического устройства соединены с выходами датчика угла скольжения, сумматор вычитающего элемента, задатчика критического угла атаки, входы сумматора подключены к выходам датчиков угла атаки.

РИСУНКИ

Рисунок 1