УСТРОЙСТВО ВИЗУАЛЬНОГО КОНТРОЛЯ ПРОСТРАНСТВЕННОГО ПОЛОЖЕНИЯ И СКОРОСТИ ЗАПРАВЛЯЕМОГО САМОЛЕТА ПРИ ДОЗАПРАВКЕ ТОПЛИВОМ В ПОЛЕТЕ Российский патент 1997 года по МПК B64D39/00 G01S11/12 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к системам дозаправки самолетов топливом в полете, и может быть использовано для обеспечения летчику заправляемого самолета возможности контролировать взаимное расположение заправочного конуса и топливоприемника и скорость их сближения в процессе контактирования при дозаправке.

Изобретение может быть использовано в случаях, когда необходимо контролировать изменение расстояний между подвижными объектами, например между самолетами при полете в строю, между взлетно-посадочной полосой (ВПП) и самолетом при его приземлении, между речными и/или морскими судами при проходе в узких проливах или каналах и т.п.

Дозаправку самолетов в полете осуществляют с целью увеличения дальности полета или времени нахождения в воздухе.

Наиболее распространена система дозаправки с гибким шлангом. На заправляемом самолете имеется топливоприемник (штанга с наконечником), а на самолете-заправщике топливный насос и барабан с гибким шлангом, на конце которого укреплен заправочный конус. Перед дозаправкой в полете на самолете-заправщике выпускают шланг с конусом. Заправляемый самолет пристраивают к заправщику и вводят топливоприемник в конус, где он фиксируется замком. Затем включают насос для перекачки топлива из баков заправщика в баки заправляемого самолета. Практическое выполнение дозаправки самолетов в полете требует высокого мастерства летчиков (Советская военная энциклопедия, М. Воениздат, 1977, т. 3, с. 220-221).

Наиболее ответственной операцией дозаправки самолета в полете является стыковка топливоприемника с конусом. Ее выполнение зависит от точности совмещения осей топливоприемника и конуса, а также выдерживания в процессе контактирования скорости полета заправляемого самолета в строго определенном диапазоне ее изменений. При этом все внимание летчика заправляемого самолета сосредоточено только на взаимном расположении конуса и топливоприемника и одновременном управлении тягой двигателя и пространственным положением самолета.

В процессе контактирования, т.е. сближения топливоприемника с конусом с дистанции 15-10 м до 0, необходимо обеспечить точное управление самолетом по трем линейным координатам и скоростью сближения с самолетом-заправщиком при отсутствии на борту систем измерения и индикации указанных параметров. При этом точность выдерживания координат конуса должна быть не хуже 0,3-0,4 м, а скорость сближения должна превышать скорость самолета-заправщика на величину 1-2 м/с.

Промах топливоприемника может привести к соударению конуса (масса которого 45-60 кг) с корпусом самолета, вследствие чего могут быть повреждения как конуса, так и конструкции самолета, в частности разрушение радиопрозрачного обтекателя.

При меньшей скорости сближения и попадании топливоприемника в конус не срабатывает замок конуса, вследствие чего увеличивается время контактирования и происходит раскачка заправляемого самолета в возмущенном заправщиком потоке. При большей скорости сближения процесс становится слишком быстротечным и летчик не успевает навести топливоприемник на конус, а при попадании
происходит сильный толчок (удар) по конусу, что приводит к колебательному движению шланга ("эффект хлыста") и раскачке конуса в вертикальной плоскости, вследствие чего, как правило, происходит разрушение (облом) топливоприемника или обрыв шланга.

Поэтому успешная стыковка заправочных устройств (конуса и топливоприемника) при дозаправке в полете в определяющей мере зависит от мастерства и физиологического состояния летчика заправляемого самолета.

Для отработки навыков в технике пилотирования, включая работу с двигателями при дозаправке в полете, на каждого летчика требуется не менее 10 тренировочных полетов с заправщиком без перекачки топлива, после чего вероятность контактирования достигает 0,6-0,95. Однако это связано со значительными материальными и финансовыми расходами на подготовку летного состава и не гарантирует 100-процентное контактирование с первого захода.

Снижение требований к мастерству летчиков является основной проблемой практического выполнения дозаправки самолетов в полете, чем и определяется развитие систем дозаправки с гибким шлангом. При этом наблюдается тенденция создания систем с управляемым конусом.

Известное устройство управления пространственным положением конуса содержит установленный на топливоприемнике точечный источник света и установленные на конусе последовательно включенные 4-х квадрантный фотоприемник, устройство обработки сигналов и формирования команд управления, рулевую машинку. При этом конус снабжен установленными во взаимоперпендикулярных плоскостях ребрами с отклоняющимися пластинами (элеронами). Если оси конуса и топливоприемника не совпадают, устройство вырабатывает сигнал управления в рулевую машинку, которая отклоняет элероны, и конус перемещается в вертикальной плоскости, минимизируя величину взаимного отклонения осей конуса и топливоприемника (Заявка РСТ N WO 91/06471, 1991, кл. B 64 D 39/00, G 01 S).

Причиной, препятствующей достижению указанного ниже технического результата при использовании известного устройства, является отсутствие в нем информационного канала о скорости сближения топливоприемника с конусом. Размещение на конусе высокоточных оптикоэлектронных устройств снижает надежность системы дозаправки в целом.

Известно устройство управления конусом системы дозаправки в полете, содержащее укрепленные на топливоприемнике заправляемого самолета источники света и систему определения пространственного положения конуса и управления его положением относительно топливоприемника. Оборудование этой системы размещено на конусе и на борту самолета-заправщика.

В качестве источника света использованы четыре лазерных диода или светодиода, установленные в корпусе в диаметрально противоположных точках. Лучи источника света съюстированы с осью топливоприемника. На юбке конуса в диаметрально противоположных точках закреплены четыре электрооптических датчика, каждый из которых состоит из микролинзы и фотодетектора. В качестве фотодетектора использован 4-х квадрантный фотодиод или микрокамера. "Вертикальная" и "горизонтальная" пары электрооптических датчиков взаимодействуют с соответствующими парами лазерных диодов, установленных на топливоприемнике. Фотодетекторы датчиков чувствительны к положению светового пятна на их поверхности. Таким образом, "вертикальные" и "горизонтальные" пары лазерных диодов на топливоприемнике и соответствующие пары электрооптических датчиков на конусе образуют систему определения координат положения конуса относительно топливоприемника в вертикальной и горизонтальной плоскостях.

Выходы электрооптических датчиков подключены к расположенной на борту самолета-заправщика системе обработки сигналов и формирования команд управления пространственным положением конуса.

В корпусе юбки конуса в плоскости, перпендикулярной оси конуса, в диаметрально противоположных точках установлены четыре газовые форсунки, сообщающиеся посредством трубопровода (шланга) с источником сжатого воздуха или газа, установленного на самолете-заправщике. Указанные газовые форсунки также образуют "вертикальную" и "горизонтальную" пары и входят в систему управления пространственным положением конуса.

Описанное устройство работает следующим образом. Излучаемые источником света лучи два в вертикальной плоскости и два в горизонтальной попадают на соответствующие электрооптические датчики, установленные на юбке конуса. При точном совмещении осей топливоприемника и конуса сигналы на выходе датчиков отсутствуют. При изменении положения топливоприемника относительно конуса датчики вырабатывают сигналы, пропорциональные величине отклонения в вертикальной и горизонтальной плоскостях. После соответствующей обработки вычислитель системы вырабатывает управляющие сигналы, которые приводят в действие соответствующие газовые форсунки. Под действием реактивных струй сжатого воздуха конус перемещается в вертикальной и горизонтальной плоскостях вслед за топливоприемником до момента совмещения их осей (патент США N 5.326.052, 1994, кл. 244-135A, B 64 D 39/00).

Причиной, препятствующей достижению указанного ниже технического результата при использовании известного устройства, является следующее. Датчики, установленные на юбке конуса, являются высокоточными приборами и в случае выхода из строя хотя бы одного из них устройство становится неработоспособным. В результате даже легкого удара топливоприемником по юбке или столкновения конуса с заправляемым самолетом при промахе они могут быть повреждены. Все это снижает надежность работы всей системы дозаправки.

Кроме того, заправочный конус находится в мощном воздушном потоке и благодаря своей конструкции обладает значительной инертностью. Для его перемещения перпендикулярно потоку требуется большой расход сжатого воздуха или газа через форсунки, что усложняет систему дозаправки, т.к. требуется дополнительный шланг, устройство управления форсунками. Учитывая массу конуса (45-60 кг) и его аэродинамические качества, время перемещения конуса в новое положение может быть значительным (порядка единиц минут), что увеличивает время контактирования и затрудняет летчику управление скоростью сближения заправляемого самолета в оптимальном режиме.

Поскольку контроль пространственного положения конуса относительно топливоприемника и управление конусом осуществляется с самолета-заправщика, то летчику заправляемого самолета отводится роль пассивного наблюдателя процесса наведения конуса на топливоприемник. Сближение с конусом он может начать только по команде с самолета-заправщика. Т.к. прямая или косвенная информация о скоростных параметрах сближения с конусом у летчика отсутствует, то, управляя скоростью сближения, он должен полагаться лишь на свое мастерство и интуицию.

Задачей, на решение которой направлено заявленное изобретение, является разработка и создание простого и надежного средства визуального контроля, позволяющего упростить дозаправку самолетов в полете за счет обеспечения летчика заправляемого самолета визуальной информацией о пространственных и скоростных параметрах сближения самолета с заправочным конусом, что повышает вероятность дозаправки с первого захода в любое время суток, особенно в условиях вечерних сумерок и ночи, и снижает требования к квалификации летчиков.

Технический результат, достигаемый при осуществлении изобретения, заключается в повышении точности наведения топливоприемника на центр конуса и управления скоростью сближения заправляемого самолета с конусом в процессе контактирования.

Указанный технический результат достигается тем, что в известное устройство дозаправки самолетов в полете, содержащее установленный на заправляемом самолете источник света, лучи которого съюстированы с осью топливо приемника, введен блок управления источником света, при этом источник света выполнен в виде среднего и двух боковых лазерных оптических модулей, причем боковые модули установлены с возможностью углового перемещения относительно среднего модуля, блок управления источником света содержит модулятор яркости среднего лазерного луча, модулятор яркости одного бокового лазерного луча, блок контроля, пульт управления, устройство программного разведения боковых лазерных оптических модулей, блок питания, причем модулятор яркости среднего и модулятор яркости одного бокового лазерного лучей подключены к блоку питания и блоку контроля, который соединен с блоком питания и пультом управления, один выход которого соединен с блоком питания, а второй выход с первым входом устройства программного разведения боковых лазерных оптических модулей, второй вход которого соединен с блоком питания, при этом исполнительный орган устройства программного разведения кинематически связан с корпусами боковых лазерных оптических модулей, выходы модулятора яркости среднего и модулятора яркости одного бокового лазерных лучей подключены соответственно к входам среднего и одного бокового оптического модулей, вход другого лазерного оптического модуля соединен с блоком контроля, к которому подключены выходы среднего и обоих боковых лазерных оптических модулей.

Лазерный оптический модуль содержит смонтированные в цилиндрическом корпусе на общей оптической оси оптическую систему, лазерный излучатель в красном спектральном диапазоне с встроенным фотодиодом, при этом боковые лазерные оптические модули снабжены осью вращения.

Модуляторы яркости лазерных лучей содержат каждый последовательно включенные датчик тока, схему сравнения, генератор импульсов, управляющий элемент, выход которого подключен к датчику тока, при этом ко второму входу схемы сравнения подключен датчик эталонного тока.

Блок контроля содержит первый, второй и третий усилитель тока фотодиодов, выходы которых подключены соответственно к первому, второму и третьему пороговым устройствам, четвертое, пятое и шестое пороговое устройства, блок принятия решения, при этом выходы всех пороговых устройств подключены к блоку принятия решения.

Устройство программного разведения боковых лазерных оптических модулей содержит последовательно включенные схему управления, электропривод, связанный через редуктор с исполнительным органом, выполненным в виде кулачка, профильные выступы которого находятся в контакте с корпусами боковых лазерных оптических модулей, при этом кривизна профильных выступов кулачка определяется формулой:
r T•(R_к/l),
где T расстояние от оси вращения бокового лазерного оптического модуля до точки контакта его корпуса с профильным выступом кулачка;
R_к радиус фронтальной проекции конуса;
l расстояние между заправляемым самолетом и конусом.

Укажем на причинно-следственные связи признаков устройства и указанного выше технического результата. Лазерные оптические модули формируют световые лучи заданной конфигурации, которые летчик совмещает с контуром конуса и управляет самолетом в горизонтальной и вертикальной плоскостях и его скоростью так, чтобы в процессе сближения с конусом световые пятна от боковых лучей не выходили на пределы ширины юбки конуса. Блок управления источником света обеспечивает программное разведение боковых лучей от их исходного (параллельно друг другу) положения на равные углы со скоростью, пропорциональной оптимальной для данного типа самолета скорости сближения с конусом. Таким образом, удержание конфигурации световых пятен на конусе в неизменном виде в процессе контактирования вынуждает летчика заправляемого самолета поддерживать скорость сближения с конусом, близкой к оптимальной. Это обусловлено тем, что синхронное разведение боковых лучей жестко связано с изменением расстояния между заправляемым самолетом и конусом и осуществляется независимо от воли летчика.

Проведенный заявителем анализ уровня техники показал, что в выявленных источниках патентной и научно-технической информации решения, характеризующиеся признаками, тождественными всем признакам заявленного устройства отсутствуют, а изобретение явным образом из уровня техники не следует. Это дает основания полагать, что заявленное изобретение соответствует условиям патентоспособности "новизна" и "изобретательский уровень".

Сущность изобретения поясняется чертежами.

На фиг. 1 показана схема устройства лазерного оптического модуля, на которой изображены: 1 корпус, 2 лазер (Л), 3 встроенный фотодиод (ФД), 4 объектив, 5 маска, 6 светопрозрачный защитный обтекатель, 7 ось вращения (У боковых модулей).

На фиг. 2 представлена структурная схема устройства визуального контроля, на которой изображены: 8, 10 боковые лазерные оптические модули (БЛОМ), 9 средний лазерный оптический модуль (СЛОМ), 11 модулятор яркости среднего лазерного луча (М9), 12 модулятор яркости бокового лазерного луча (М10), 13 блок контроля (БК), 14 пульт управления (ПУ), 15 блок питания (БП), 16 устройство программного разведения БЛОМ.

На фиг. 3 представлена структурная схема модулятора яркости среднего лазерного луча (схема модулятора яркости бокового лазерного луча идентична), на которой обозначены: 17 датчик тока (ДТ), 18 схема сравнения (СС), 19 - генератор эталонного тока (ГЭТ), 20 генератор импульсов (ГИ), 21 - управляющий элемент (УЭ).

На фиг. 4 представлена структурная схема блока контроля, на которой изображены: 22, 23, 24 усилители тока фотодиодов, 25, 26, 27, 28, 29, 30 - пороговые устройства, 31 блок принятия решения (БПР).

На фиг. 5 представлена структурная схема устройства программного разведения боковых лазерных оптических модулей, на ней изображены: 32 схема управления (СУ), 33 электропривод (ЭП), 34 редуктор, 35 исполнительный орган -кулачок (К), 8,10 БЛОМ.

На фиг. 6 показан принцип программного разведения боковых лазерных оптических модулей, на ней изображены: 8, 10 -БЛОМ (пунктирными линиями показано исходное положение), 7 ось вращения БЛОМ, 35 кулачок (К), 36 - профильные выступы кулачка (К), 37 пружинный механизм, α угол поворота БЛОМ, Т расстояние от оси вращения БЛОМ до точки контакта его корпуса с профильным выступом кулачка (К).

На фиг. 7 показано пространственное положение заправочных элементов и лазерных лучей, на ней изображены: 38 шланг, 39 корпус заправочного конуса, 40 набор направляющих спиц, 41 юбка конуса, 42 топливоприемник, 8, 10 боковые лазерные оптические модули, 9 средний лазерный оптический модуль, 43, 45 боковые световые лучи, 44 средний световой луч, - вектор скорости заправочного конуса, вектор скорости топливоприемника.

На фиг. 8 представлены эпюры модуляции среднего (9) и одного бокового (10) лазерных лучей.

На фиг. 9 изображена конфигурация световых пятен на конусе от лазерных лучей (сплошная затушевка световое пятно от немодулированного луча (43), штриховка световое пятно от модулированного луча (44, 45) при неточном наведении топливоприемника на конус в горизонтальной плоскости: а) уклонение вправо, б) уклонение влево.

На фиг. 10 изображена конфигурация световых пятен на конусе при точном наведении топливоприемника на конус:
а) скорость сближения заправляемого самолета с конусом соответствует требуемой (световые пятна неподвижны);
б) скорость сближения выше требуемой (световые пятна смещаются внутрь контура конуса);
в) скорость сближения ниже требуемой (световые пятна смещаются за пределы контура конуса).

На фиг. 11 показан диапазон изменения относительной скорости сближения (Δv_c) заправляемого самолета в зависимости от расстояния (1) до конуса: I - верхняя граница диапазона изменения скорости сближения заправляемого самолета с конусом, II нижняя граница, III оптимальное превышение скорости заправляемого самолета относительно скорости конуса (самолета-заправщика) при сближении с ним.

Согласно изобретению, устройство визуального контроля точности управления пространственным положением и скоростью заправляемого самолета при дозаправке в полете содержит установленные на заправляемом самолете источник света и блок управления им.

Источник света выполнен в виде трех идентичных лазерных оптических модулей: двух боковых (БЛОМ) и среднего (СЛОМ), установленных на общей монтажной плите.

Лазерный оптический модуль (фиг. 1) содержит корпус 1, в котором соосно установлены лазер 2 с встроенным фотодиодом (ФД)3, объектив 4 и маска 5. Открытый конец корпуса 1 снабжен светопрозрачным защитным обтекателем 6. В качестве лазера использован малогабаритный полупроводниковый лазер, например типа SPL-3030, с встроенным фотодиодом, ФД 3 служит для контроля мощности излучения лазера. Маска 5 выполнена в виде непрозрачной пластины с продольным прямоугольным отверстием в ее центральной части. Отверстие в маске 5 СЛОМ ориентировано перпендикулярно отверстиям в масках 5 СЛОМ, которые установлены параллельно друг другу. БЛОМ выполнен с возможностью углового перемещения относительно исходного положения, при котором продольные оси всех трех лазерных оптических модулей параллельны. Для этого БЛОМ снабжены осью вращения 7. СЛОМ закреплен неподвижно.

БЛОМ 8, СЛОМ 9 и БЛОМ 10 подключены к блоку управления источником света (фиг. 2), который содержит модулятор яркости среднего лазерного луча (М9)11, модулятор яркости бокового лазерного луча (М10)12, блок контроля (БК)13, пульт управления (ПУ)14, блок питания (БП)15, устройство программного разведения боковых лазерных лучей (УР)16.

При этом выходы модуляторов М9 11 и М10 12 подключены соответственно к входу СЛОМ 9 и БЛОМ 10, выходы ФД БЛОМ 8, СЛОМ 9 и БЛОМ 10 подключены к первому, второму и третьему входам БК 13, четвертый и пятый входы которого соединены соответственно с М9 11 и М10 12, а шестой вход с БП 15, выходы которого также подключены к М9 11 и М10 12. БК 13 последовательно соединен с ПУ 14, БП 15 и УР 16. Кроме того, второй выход ПУ 14 соединен со вторым входом УР 16, исполнительный орган которого кинематически связан с корпусами БЛОМ 8 и БЛОМ 10.

Модуляторы М9 и М10 выполнены по идентичным схемам и каждый из них содержит (фиг. 3) последовательно включенные детектор тока (ДТ)17, схему сравнения (СС)18, генератор импульсов (ГИ)20, управляющий элемент (УЭ)21, выход которого соединен с ДТ 17. Ко второму входу СС 18 подключен генератор эталонного тока (ГЭТ) 19. При этом вторые выходы ДТ 17 модулятора М9 и М10 подключены соответственно к СЛОМ 9 и БЛОМ 10, второй и третий входы ГИ 20 соединены соответственно с БК 13 и БП 15, а второй вход УЭ 21 с БП 15.

Блок контроля (БК) 13 содержит (фиг. 4) последовательно включенные усилитель тока ФД 3 БЛОМ 8 (У1) 22 и первое пороговое устройство (ПУ1) 25, усилитель тока ФД 3 СЛОМ 9 (У2) 23 и второе пороговое устройство (ПУ2) 26, усилитель тока ФД 3 БЛОМ 10 (У3)24 и третье пороговое устройство (ПУ3) 27, четвертое пороговое устройство (ПУ4) 28, пятое пороговое устройство (ПУ5) 29, шестое пороговое устройство (ПУ6) 30, блок принятия решения (БПР) 31. При этом выходы У1 22, У2 23, У3 24 помимо связи с соответствующими ПУ1 25, ПУ2 26 и ПУ3 27 соединены с первым, вторым и третьим входами БПР 31, к четвертому, пятому и шестому входам которого подключены выходы ПУ1 25, ПУ2 26, ПУ3 27, а к седьмому, восьмому и девятому входам подключены выходы соответственно ПУ4 28, ПУ5 29 и ПУ6 30. Кроме того, БПР 31 связан с блоком питания (БП) 15. Первый и второй выходы БПР 31 соединены соответственно с М9 11 и М10 12, третий выход - с ПУ 14, а четвертый выход с входом БЛОМ 8.

Блок принятия решения представляет собой электронное решающее устройство, вырабатывающее выходной сигнал в зависимости от знака и величины отклонения входного сигнала от порогового значения. БПР 31 строится по известным правилам инженерного проектирования.

Устройство программного разведения боковых лазерных оптических модулей (фиг. 5) содержит последовательно включенные схему управления (СУ) 32, электропривод (ЭП) 33, редуктор (Р) 34, который кинематически, например при помощи червячной передачи, связан с исполнительным механизмом 35. В качестве ЭП 33 использован шаговый мотор. СУ 32 входит в комплект заводской поставки шагового мотора. Исполнительный механизм 35 выполнен в виде кулачка (К) с профильными выступами, которые кинематически взаимодействуют (контактируют) с корпусами БЛОМ 8 и БЛОМ 10. При этом вход СУ 32 подключен к ПУ 14 и БП 15, к которому также подключен ЭП 33.

Форма кулачка 35 с профильными выступами 36 показана на фиг. 6. Это диск, имеющий диаметрально расположенные и противоположно направленные профильные выступы 36. Величина радиуса диска Rg выбрана из условия обеспечения параллельности боковых лазерных лучей (когда БЛОМ 8 и БЛОМ 10 находятся в исходном положении показано пунктиром) и попадания их на юбку заправочного конуса с дистанции контактирования. Радиус кривизны профильных выступов определяется по формуле:
r T•(R_k/l),
где T расстояние от оси вращения 7 БЛОМ до точки контакта его корпуса с профильным выступом 36 кулачка 35,
R_k радиус фронтальной проекции конуса,
l расстояние между заправляемым самолетом и конусом.

Для обеспечения возвращения отклоненных БЛОМ в исходное положение (параллельное друг другу и СЛОМ) служит пружинный механизм 37.

Пульт управления (14) выполнен на типовых элементах по правилам инженерного проектирования и эргономики. Он установлен в кабине летчика и позволяет ему включать устройство, управлять всеми блоками, оценивать их работоспособность. Индикация соответствующих режимов работы устройства может быть выведена на лобовое стекло кабины самолета.

Описанное устройство работает следующим образом. При включении БП 15 по сигналу с ПУ 14 на лазеры 2 лазерных оптических модулей подается ток накачки и они начинают излучать свет в красном диапазоне спектра (длина волны λ 0,64 мкм, мощность излучения P 30 мвт). Луч полупроводникового лазера в поперечном сечении имеет форму вытянутого эллипса. Объектив 4 (фиг. 1) фокусирует лазерный луч, а пройдя через маску 5, он приобретает в поперечном сечении форму, близкую к прямоугольной. В исходном положении лазерные оптические модули неподвижны, их продольные оси параллельны. При этом сечения боковых лазерных лучей параллельны друг другу, а между ними перпендикулярно им в центральной зоне расположено сечение среднего лазерного луча.

Ток накачки на лазер БЛОМ 8 подается из БК 13 непрерывно, а на лазеры СЛОМа 9 и БЛОМа 10 в импульсном режиме и в противофазе с частотой 3-5 Гц через модуляторы М9 11 и М10 12 соответственно (фиг. 2). Таким образом, световое пятно, образуемое одним боковым лазерным лучом, светится постоянно, а световые пятна, образуемые средним и вторым боковым лазерным лучом, светятся попеременно, причем длительность свечения среднего светового пятна больше, чем длительность свечения бокового светового пятна (фиг. 8).

Импульсы тока накачки, например на лазер СЛОМа 9 (фиг. 3), подаются с ДТ 17 модулятора М9 11. Со второго выхода ДТ 17 такие же импульсы подаются на первый вход СС 18, на второй вход которой поступает ток эталонной величины от ГЭТ 19. Этот генератор задает предельные (максимальные) границы тока накачки для данного полупроводникового лазера. Если по каким-либо причинам лазер начнет излучать мощность, превышающую допустимую, СС 18 заблокирует работу модулятора. С выхода СС 18 импульсы тока подаются на ГИ 20, от которых он запускается и воздействует на УЭ 21, который управляет работой ДТ 17.

Работа ГИ 20, СЛОМа 9 и БЛОМа 10 синхронизируется блоком контроля (БК) 13. В этом блоке (фиг. 4) анализируется режимы работы элементов всего устройства и в случае несоответствия заданным параметрам формируются соответствующие сигналы, которые отображены на пульте управления (ПУ) 14.

В частности, контроль работы лазеров осуществляется следующим образом. Световой поток излучается лазером в обе стороны (фиг. 1). Встроенный ФД 3 преобразует световой поток в электрический ток, который подается БК 13 (фиг. 4) на усилитель тока (например на У1 22). С его выхода ток поступает в блок принятия решения (БПР) 31 и в пороговое устройство (например ПУ1 25). Если сигнал на пороговом устройстве ниже установленного для данного лазера порога, то в БПР 31 формируется управляющий сигнал на увеличение тока накачки этого лазера. В случае превышения мощности лазером (это возможно) при понижении температуры лазера) сигнал с него превышает порог и управляющий сигнал БПР 31 понижает его ток накачки до требуемого уровня.

Аналогичным способом анализируются параметры токов, вырабываемых БП 15 и модуляторами М9 11 и М10 12. В случае несоответствия параметров требуемым величинам БПР 31 вырабатывает сигналы, которые подаются ПУ 14 и отображаются на соответствующих табло.

Устройство программного разведения БЛОМов (УР) 16 (фиг. 2) включается летчиком при помощи кнопки на пульте управления (ПУ)14. При этом схема управления (СУ)32 устройства (фиг. 5) вырабатывает определенную последовательность импульсов напряжения, питающих шаговый мотор (ЭП) 33. Его вращение через редуктор (Р) 34 передается кулачку (К) 35. Профильные выступы 36 кулачка 35 (фиг. 6), контактируя с корпусами БЛОМ 8 и БЛОМ 10, синхронно отклоняют последние от исходного (параллельно друг другу) положения на равные углы.

При работе ЭП 33 (шагового мотора) всегда известно количество шагов, которое он отработал (и которое отражается на ПУ 14), так как СУ 32 ведет учет импульсов, питающих шаговый мотор, и тем самым контролирует угловое положение кулачка 35. Поэтому с ПУ 14 можно вручную установить то или иное положение ЭП 33 и, следовательно, кулачка 35.

Визуальный контроль пространственного положения и скорости заправляемого самолета при дозаправке в полете с помощью описанного устройства осуществляется следующим образом.

Предварительно перед полетом на заправляемом самолете юстируют источник света. Красный свет лучей выбран как наиболее заметный глазом. Диаграмму излучения источника света формируют в виду двух, параллельных друг другу боковых и среднего, перпендикулярного им в центральной зоне, лучей. При попадании лучей на предмет световые пятна от них образуют на его поверхности фигуру вида или "I-I". Более предпочтителен вид "I-I", т.к. человеческий глаз более чувствителен к горизонтальным перемещениям световых пятен.

Юстировку источника света осуществляют следующим образом.

Вначале путем индивидуальной юстировки лазерных оптических модулей формируют требуемую диаграмму излучения (световое пятно вида "I-I"). Затем с помощью юстировки монтажной плиты, на которой закреплены лазерные оптические модули, добиваются правильного пространственного положения диаграммы излучения относительно оси самолета. При этом компенсируют угол атаки самолета и несоосность топливоприемника (штанги с наконечником) относительно строительной оси самолета. В результате лазерные лучи ориентируются практически горизонтально, а в вертикальной плоскости симметрично продольной оси самолета.

Указанная юстировка может быть осуществлена один раз при установке оборудования на самолет и в дальнейшем может только проверяться перед полетом.

Подлет к самолету-заправщику для дозаправки топливом в полете осуществляют с нижней полусферы. Поэтому летчик заправляемого самолета наблюдает заправочный конус всегда и независимо от времени суток, т.к. ночью конус либо освещается с самолета-заправщика, либо подсвечивается лампочками, вмонтированными внутри конуса. При дозаправке днем полет в строю (заправщик-заправляемый самолет) следует осуществлять так, чтобы солнечные лучи не освещали поверхность юбки и внутреннюю часть конуса. Для лучшего восприятия глазом световых пятен от лазерных лучей детали конуса покрывают белой матовой краской либо юбку конуса обтягивают белой неблестящей тканью.

На дистанции 15-10 м до конуса уравнивают скорость заправляемого самолета со скоростью самолета-заправщика и осуществляют балансировку заправляемого самолета по всем каналам триммированием. Управляя заправляемым самолетом в горизонтальной и вертикальной плоскостях, включают источник света и накладывают (совмещают) лазерные лучи на контур заправочного конуса (фиг. 7) так, что световое пятно 44 от среднего луча 9 помещается в центральной части конуса, а световые пятна 43, 45 от боковых лучей 8, 10 соответственно -на поверхности юбки конуса (фиг. 9) в диаметрально противоположных точках.

Уверенное обнаружение и восприятие глазом световых пятен на деталях конуса обеспечивается тем, что яркость излучения среднего лазерного оптического модуля 9 соответственно светового пятна 44, и одного из боковых лазерных оптических модулей, например 10 соответственно светового пятна 45, модулируется в противофазе прямоугольными импульсами (фиг. 8) с частотой 3-5 Гц. Более высокая частота "мигания" световых пятен вызывает раздражение глаз. А более длинный период "мигания" (при меньшей частоте) вследствие быстротечности процесса контактирования становится соизмерим с периодом сближения заправляемого самолета с конусом, что может привести к значительным ошибкам.

Длительность импульсов модуляции (фиг. 8) выбрана различной для лучшего различения среднего 44 и бокового 45 световых пятен (фиг. 9). При этом длительность свечения среднего пятна 44 больше, т.к. средний лазерный луч падает на относительно мелкие детали заправочного конуса: корпус 39 и направляющие спицы 40 (фиг. 7, 9, 10).

При правильном совмещении лазерных лучей с контуром конуса и, следовательно, точном наведении топливоприемника на конус (совмещении их осей) конфигурация световых пятен симметрична относительно центра конуса. При ошибке наведения в вертикальной плоскости вся картинка сдвигается относительно центра конуса вверх или вниз. Если имеет место ошибка наведения в горизонтальной плоскости, то при отклонении оси топливоприемника вправо от центра конуса (фиг. 9а) на юбке 41 конуса будет наблюдаться немигающее пятно 43 от бокового лазерного луча 8, а мигающее среднее пятно 44 и мигающее боковое пятно 45 будут смещены вправо, при этом модулированный лазерный луч 10 попадает на незначительную часть юбки или не попадает на нее. При отклонении оси топливоприемника влево от центра конуса (фиг. 9б) на юбке конуса будет наблюдаться мигающее боковое пятно 45, а мигающее среднее 44 и немигающее боковое 43 пятна будут смещены влево.

Таким образом, характер свечения пятен и их положение на деталях конуса дают вполне определенную информацию о направлении оси топливоприемника относительно оси заправочного конуса.

За период времени, когда расстояние между самолетом-заправщиком и заправляемым самолетом не меняется (т.к. они летят с одинаковой скоростью), летчик последнего, наблюдая конфигурацию световых пятен на конусе и манипулируя органами управления пространственным положением самолета, имеет возможность точно навести топливоприемник на конус.

После этого осуществляют сближение заправляемого самолета с конусом и стыковку с ним топливоприемника. При этом скоростью заправляемого самолета управляют следующим образом.

С уменьшением расстояния до конуса его угловые размеры увеличиваются со скоростью, пропорциональной скорости сближения. Для удержания световых пятен от боковых лазерных лучей на юбке конуса их разводят от исходного положения со скоростью, также пропорциональной скорости сближения. При этом конфигурация световых пятен на конусе не меняется (пятна неподвижны, фиг. 10а). Если по каким-либо причинам скорость заправляемого самолета увеличивается или уменьшается, то световые пятна на конусе смещаются вовнутрь контура конуса (фиг. 10б) или за его пределы (фиг. 10в).

Таким образом, формируется визуальная информация о скоростных параметрах сближения заправляемого самолета с конусом.

В заявленном изобретении используют программное разведение боковых лазерных лучей, скорость которого пропорциональна требуемой (заданной) скорости сближения для данного типа заправляемого самолета в соответствии с зависимостью
dα/dt = f(dl/dt), (2)
где α arctg(R_k/l) угол отклонения боковых лазерных оптических модулей (лучей) от исходного положения,
R_k радиус фронтальной проекции конуса,
l расстояние между заправляемым самолетом (топливоприемником) и конусом.

Из формул (1), (2) видно, что как радиус кривизны профильных выступов 36 кулачка 35 (фиг. 6), отклоняющих БЛОМы на угол a так и величина a обратно пропорциональны расстоянию (l) до конуса. Поскольку это расстояние (дистанция контактирования) априори известна, то можно заранее вычислить (запрограммировать) требуемую скорость сближения с конусом (производная расстояния по времени) конкретного заправляемого самолета. В заявленном изобретении это реализуется в устройстве программного разведения БЛОМов путем задания определенного числа импульсов напряжения, питающих шаговый мотор.

В формуле 1 радиус кривизны профильных выступов кулачка, а следовательно и скорость разведения БЛОМов, для различных типов заправляемых самолетов будет разным, т.к. величину T выбирают с учетом динамики данного типа самолета.

Наблюдая расположение световых пятен на конусе, летчик, манипулируя ручкой управления двигателем (двигателями), управляет скоростью самолета (уменьшая ее или увеличивая) так, чтобы эти пятна все время оставались неподвижными и занимали исходное положение (фиг. 10а). Так, если летчик видит, что боковые лучи "уходят" в глубь конуса (фиг. 10б), то это значит, что скорость сближения ниже требуемой и ее следует увеличить. При этом относительная скорость сближения заправляемого самолета с конусом не выходит за пределы диапазона допустимых изменений скорости Dv_c (фиг. 11).

Таким образом, удерживая конфигурацию световых пятен на конусе в неизменном виде, летчик заправляемого самолета контролирует, во-первых, точность наведения топливоприемника на центр конуса и, во-вторых, величину превышения скорости заправляемого самолета над скоростью конуса (самолета-заправщика).

В программе разведения боковых лазерных лучей предусмотрено определенное (заданное) количество шагов исполнительного механизма устройства разведения лазерных оптических лучей на весь этап сближения заправляемого самолета с конусом. Поэтому если по какой-либо причине (например ошибки пилотирования) в процессе сближения световые пятна сместятся в горизонтальной или вертикальной плоскостях на значительную величину от исходного положения (что может привести к промаху топливоприемника), то сближение прекращают (скорость заправляемого самолета уравнивают со скоростью самолета-заправщика), выключают устройство разведения лучей, вновь совмещают световые пятна от лазерных лучей с контуром конуса (фиг. 10а), включают устройство разведения лучей и осуществляют сближение с конусом с новых начальных условий (нового расстояния). С ПУ 14 можно вручную установить требуемое положение ЭП 33 и, следовательно, кулачка 35 в зависимости от дальности до заправочного конуса.

Вышеизложенные сведения подтверждают, что средство, воплощающее заявленное изобретение при его осуществлении, предназначено для использования в промышленности, а именно в авиационной технике для дозаправки самолетов топливом в полете. Для изобретения в том виде, как оно охарактеризовано в формуле изобретения, подтверждена возможность его осуществления с помощью описанных в заявке или известных до даты приоритета средств и методов. При этом средство, воплощающее заявленное изобретение, способно обеспечить достижение указанного в заявке технического результата.

Следовательно, изобретение соответствует условию патентоспособности "промышленная применимость".

Преимущества заявленного устройства по сравнению с известными заключаются в том, что после отработки на тренажере и 2-3 тренировочных полетов достигается 100-процентная вероятность контактирования заправляемого самолета с заправочным конусом независимо от квалификации летного состава.

Кроме указанного назначения заявленное изобретение может быть использовано в случаях, когда требуется осуществлять контроль определенного расстояния между подвижными объектами. Например, при полете самолетов в строю источник света направляют с одного самолета на фюзеляж другого и по изменению размеров световых пятен судят об изменении расстояния между самолетами. Аналогичным образом можно контролировать изменение расстояния между речными (морскими) судами при проходе в узких проливах или каналах.

При приземлении самолета, особенно в ночных условиях, источник света направляют на ВПП и по изменению расположения световых пятен от лучей лазеров можно судить о пространственном положении самолета относительно плоскости ВПП.

Устройство визуального контроля пространственного положения и скорости заправляемого самолета при дозаправке в полете содержит установленные на заправляемом самолете источник света и блок управления им. Источник света выполнен в виде среднего и двух боковых лазерных оптических модулей, которые установлены с возможностью углового перемещения относительно среднего. Лучи лазеров съюстированы с осью топливоприемника. Блок управления источником света содержит модуляторы яркости среднего и одного бокового лазерных лучей, блок контроля, пульт управления, устройство программного разделения боковых лазерных оптических модулей, блок питания. Выходы модулей подключены к блоку контроля, а входы среднего, одного бокового - к соответствующему модулятору, каждый из которых соединен с блоком контроля и блоком питания, с которым связан блок контроля, соединенный последовательно с пультом управления и устройством программного разведения боковых модулей, исполнительный орган которого кинематически связан с корпусами боковых модулей. 4 з.п. ф-лы, 11 ил.

1. Устройство визуального контроля пространственного положения и скорости заправляемого самолета при дозаправке топливом в полете, содержащее установленный на заправляемом самолете источник света, лучи которого съюстированы с осью топливоприемника, отличающееся тем, что в него введен блок управления источником света, при этом источник света выполнен в виде среднего и двух боковых лазерных оптических модулей, причем боковые модули установлены с возможностью углового перемещения относительно среднего, блок управления источником света содержит модулятор яркости среднего и модулятор яркости одного бокового лазерного луча, блок контроля, пульт управления, устройство программного разведения боковых лазерных оптических модулей, блок питания, причем модулятор яркости среднего и модулятор яркости одного бокового лазерного лучей подключены к блоку питания и блоку контроля, который соединен с блоком питания и пультом управления, один выход которого соединен с блоком питания, а второй выход с первым входом устройства программного разведения боковых лазерных оптических модулей, второй вход которого соединен с блоком питания, при этом исполнительный орган устройства программного разведения кинематически связан с корпусами боковых лазерных оптических модулей, выходы модулятора яркости среднего и модулятора яркости одного бокового лазерного лучей подключены соответственно к входам среднего и одного бокового лазерного оптического модулей, вход другого бокового лазерного оптического модуля соединен с блоком контроля, к которому подключены выходы среднего и обоих боковых лазерных оптических модулей. 2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что лазерный оптический модуль содержит смонтированные в цилиндрическом корпусе на общей оптической оси лазерный излучатель в красном спектральном диапазоне с встроенным фотодиодом, объектив и маску, при этом боковые лазерные оптические модули снабжены осью вращения. 3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что модуляторы яркости лазерных лучей выполнены по идентичной схеме и каждый из них содержит последовательно включенные датчик тока, схему сравнения, генератор импульсов, управляющий элемент, выход которого соединен с датчиком тока, при этом к второму входу схемы сравнения подключен датчик эталонного тока. 4. Устройство по п.1, отличающееся тем, что блок контроля содержит первый, второй и третий усилители тока, выходы которых подключены соответственно к первому, второму и третьему пороговым устройствам, четвертое, пятое и шестое пороговые устройства, блок принятия решения, при этом выходы всех пороговых устройств, а также выходы усилителя тока подключены к блоку принятия решения. 5. Устройство по п.1, отличающееся тем, что устройство программного разведения боковых лазерных оптических модулей содержит последовательно включенные схему управления, электропривод, редуктор, кинематически связанный с исполнительным органом, который выполнен в виде кулачка, профильные выступы которого находятся в контакте с корпусами боковых лазерных оптических модулей, при этом кривизна профильных выступов кулачка определяется формулой
r T(R_к/l),
где T расстояние от оси вращения бокового лазерного оптического модуля до точки контакта его корпуса с профильным выступом кулачка;
R_к радиус фронтальной проекции конуса;
l расстояние между заправляемым самолетом и конусом.