УСТРОЙСТВО ДЛЯ ВКЛЮЧЕНИЯ АВИАГОРИЗОНТА В ПИЛОТАЖНЫЙ КОМПЛЕКС Российский патент 2003 года по МПК G01C19/44 G01C23/00 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к приборам, показывающим положение самолета в пространстве - авиагоризонтам, и может быть использовано в легкомоторной авиации (ЛА), где в основном, применяется электропитание только постоянным током, например от 12- вольтового аккумулятора.

В настоящее время ЛА получила широкое распространение во всем мире, так, в США и Канаде общее количество легких самолетов частного пользования достигает нескольких сот тысяч. В РФ этот вид авиации также начал успешно развиваться. Следует заметить, что даже легкомоторные самолеты очень дороги, дороже престижных автомобилей, поэтому разработчики и изготовители экономят на чем только возможно, в том числе и на приборном оборудовании; в обозримом будущем самолеты ЛА вряд ли станут дешевле. Поэтому в самом легком классе ЛА (на 2-5 человек), а также в спортивных самолетах ставится минимум пилотажного и другого оборудования, так, не ставятся авиагоризонты (АГ), что автоматически предусматривает проведение полетов только в условиях прямой видимости земли. Отсюда и уменьшение электрооборудования ЛА: не ставятся на валу авиадвигателей и генераторы спецтоков - переменного напряжения трехфазных 36 В 400 Гц или 115 В 1000 Гц, без которых невозможна запитка гиромоторов АГ. Такое положение приемлемо, возможно, для районов, в которых большое количество солнечных дней в году: Средняя Азия, Северный Кавказ, юг Украины, но для большинства районов РФ: Север, Урал, Сибирь и Дальний Восток неприемлемо, т. к. большее время года самолеты без АГ будут стоять на приколе, а летать надо. Но проведение и разрешение полетов определяются "Нормами летной годности", в которых регламентируется "минимум погоды", т.е. при каких погодных условиях тот или иной конкретный тип самолета может производить полеты. Конечно, для самолетов без АГ полеты в облачности, в ночное время, в тумане категорически запрещены. Поэтому напрашивается применение на таких самолетах АГ с запиткой от сети постоянного тока с преобразованием (получением) в 3-фазное переменное напряжение 36 В 400 Гц, что незначительно удорожает стоимость самолета, но не требует установки дополнительных дорогостоящих генераторов переменного напряжения, которые к тому же должны ставиться на валу двигателя самолета, что требует его доработки, отбирать от него мощность, затем нужно прокладывать дополнительный фидер на приборную доску, далее встает вопрос безопасности полета (планирования) при отказе двигателя и т.д.

При современном уровне электроники гораздо проще поставить преобразователь постоянного напряжения в переменное для запитки АГ.

Известен подобный преобразователь, см. ж. Радио, 7, 2000, с.37-38, в котором 3-фазное переменное напряжение получают путем последовательного включения в однофазное напряжение емкости и дросселя, к средней точке которых и к их крайним точкам подключают обмотки двигателя, соединенные треугольником. Данное устройство рассчитано на ≈220 В/50 Гц, но его легко пересчитывать и на 36 В/400 Гц.

К недостаткам его относятся: нужно вначале получить первичное переменное однофазное напряжение, что требует определенных затрат, далее, стабильность выдерживания сдвига фаз оставляет желать лучшего, особенно при изменении температуры окружающего воздуха от -40 до +60^oС, что может привести к выходу из строя гиромотора АГ или как минимум к потере числа оборотов, а следовательно, к завалу гироскопа АГ при эволюциях самолета.

Известен генератор - формирователь трехфазного напряжения, в котором формируется трехфазная последовательность импульсов с точной и постоянной фразировкой, которая управляет ключевыми каскадами на транзисторах, а те, в свою очередь, обмотками электродвигателя, см. ж. Радио, 1, 1999, с.54-55 - ПРОТОТИП.

К недостаткам прототипа относятся: общая сложность получения трехфазной последовательности импульсов, большая погрешность выдерживании частоты из-за применения в задающего генераторе RC-цепочки, особенно при изменении окружающей температуры.

Отдельной проблемой полета (вне видимости земли особенно) является ограничение предельных режимов полета, как-то: ограничение углов крена и тангажа, угла атаки и т.д., т.к. это может привести к скольжению на крыло, срыву в штопор, к большим линейным и угловым перегрузкам, могущих разрушить планер машины, вообще к потере управляемости, к предпосылке к летному происшествию и даже гибели самолета, летчика и пассажиров. Задача ограничения и предупреждения предельных режимов на тяжелых самолетах решается в системах САУ и ЭСДУ, в ЛА вообще не решается и даже не рассматривается.

Известен авиагоризонт АГ-83, в котором предусмотрена выдача сигналов предельных углов по крену, в режиме взлет/посадка равных 12^o±2, на маршруте - 32^o±2,5^o, причем конструктивно выдача происходит с щетки, которая контактирует с ламелями, расположенными на следящей и карданной рамах. При достижении первой ламели выдается сигнал о достижении 12^o, при достижении второй ламели - 32^o.

Недостатком устройства выдачи предельных углов крена являются следующие:
- большая погрешность ±2^o и ±2,5^o;
- невозможность изменения заданных углов без изменения конструкции ламели;
- невозможность пропорциональной выдачи предельного угла от высоты полета, например, по сигналу радиовысотомера.

Технической задачей является повышение безопасности полетов.

Для решения поставленной задачи предлагается устройство включения авиагоризонта в пилотажный комплекс, содержащее авиагоризонт с выходными датчиками СКВТ по крену и тангажу, источник питания постоянного тока - аккумулятор, отличающееся тем, что в него введены преобразователь напряжения, блок определения предельных углов крена, блок определения предельных углов тангажа и табло аварийно-предупредительной сигнализации, причем источник питания - аккумулятор подключен к преобразователю напряжений, выходные шины напряжений которого: трехфазные переменного тока 36 В 400 Гц и постоянного +5 В и +27 В соединены с входами питания авиагоризонта, выходные шины напряжений и постоянного тока ±15 В и +5 В соединены со входами питания блоков определения предельных углов крена и тангажа, выходы которых "велик крен левый", "велик крен правый", "велик тангаж пикирование", "велик тангаж кабрирование" соединены с табло аварийно-предупредительной сигнализации, а выходные обмотки СКВТ-датчиков крена и тангажа авиагоризонта соединены с информационными входами блоков определения предельных углов крена и тангажа; преобразователь напряжения содержит микроконтроллер в качестве задающего генератора частот и токовые ключи, последовательно включенные между выходами микроконтроллера и потребителями трехфазного напряжения переменного тока 36 В 400 Гц в авиагоризонте, также содержит стандартные стабилизаторы питающих напряжений +5 В, ±15 В, +27 В для питания блока определения предельных углов крена и тангажа авиагоризонта и табло аварийно-предупредительной сигнализации; каждый блок определения предельных углов (крена и тангажа) содержит детектор знака, первый и второй синхронные детекторы, сумматор, инвертор, компаратор, первую и вторую трехвходовую схему И, соединенные следующим образом: выход косинусной и синусной обмоток авиагоризонта соединен с входом детектора знака, выход которого соединен с первым входом второй схемы И непосредственно, а с первым входом первой схемы И - через инвертор, также выходы косинусной и синусной обмоток соединены с вторым и первым синхронными детекторами соответственно, выход первого синхронного детектора соединен с сигнальным входом компаратора, выход второго синхронного детектора соединен с первым входом сумматора, выход которого соединен с опорным входом компаратора, выход которого соединен с вторыми входами первой и второй схем И, выход генератора низкой частоты соединен с третьими входами первой и второй схем И, выход радиовысотомера через нормально открытые контакты соединен с вторым входом сумматора.

На фиг. 1 изображена структурная схема устройства, на фиг.2 и 3 - принципиальные электрические схемы основных узлов устройства.

На них изображено: 1 - аккумулятор (АК), 2 - преобразователь напряжения, 3 - блок синус-косинусных вращающихся трансформаторов крена (γ) и тангажа (ν) авиагоризонта (АГ), 4 и 5 - блоки определения предельных углов крена и тангажа соответственно, 6 - детектор знака отклонения по γ, 7 и 8 - синхронные детекторы, 9 - аналоговый сумматор, 10 - инвертор, 11 - компаратор, 12 и 13 - трехвходовые схемы И, 14 - н.ч. генератор, 15 - табло аварийно-предупредительной сигнализации, РВ - радиовысотомер, шины: 3-фазное 36 В 400 Гц, +27 В, +5 В и ±15 В.

Выход АК 1 соединен с входом преобразователя напряжений 2, выходы которого: 3-фазное 36 В 400 Гц, +27 В, +5 В и ±15 В соединены с соответствующими узлами устройства; косинусная обмотка СКВТ γ соединена с синхронным детектором 8 и с первым входом детектора знака 6, а его синусная обмотка - с синхронным детектором 7 и вторым входом детектора знака 6; выход детектора знака 6 соединен с первыми входами трехвходовых схем И 12 и 13, причем с схемой И 13 непосредственно, а с схемой И 12 - через инвертор 10, выход синхронного детектора 7 соединен с сигнальным входом компаратора 11, а выход синхронного детектора 8 соединен с первым входом сумматора 9, выход которого соединен с опорным входом компаратора 11, выход которого соединен с вторыми входами трехвходовых схем И 12 и 13; выход с РВ через нормально открытые контакты реле "взлет/посадка - маршрут" соединен с вторым входом сумматора 9; генератор н.ч. 14 соединен с третьими входами обеих трехвходовых схем И 12 и 13, выходы которых соединены с табло аварийно-предупредительной сигнализации 15; выходы СКВТ тангажа ν соединены с блоком определения предельных углов тангажа 5, внутренняя схемная часть которого полностью идентична блоку 4.

На фиг. 2 изображено: DD1 - микроконтроллер, DA1-DA3 - стабилизаторы напряжения, DA6.1-DA6.4 - компараторы, VT1, VT2, VT9, VT12-VT17 - усилители мощности, Тр1 - повышающий трансформатор, VD1 и VD2 - выпрямительные мосты; на фиг.3 в детекторе знака 6 изображено: VD3 и VD4 - стабилитроны, VT3 и VT4 - транзисторы в ключевом режиме, DD2.1 и DD2.2 - лог. инверторы, DD3.1 - лог. схема ИСКЛ. ИЛИ; в первом и втором синхронном детекторах 7 и 8 изображено: VT5-VT8 - интегральные прерыватели, DA4.1-DA4.2 - операционный усилитель в масштабном режиме; сумматор 9 выполнен на операционном усилителе DA7.1; схема НЕ выполнена на DD3.3; компаратор 11 на быстродействующем компараторе с положительной ОС; первая и вторая схемы И (12 и 13 соответственно) выполнены на трехвходовых лог. схемах DD5.1 и DD5.2 и умощняющих транзисторах VT10, VT11 в ключевом режиме.

Указанные узлы и блоки системы могут быть выполнены на следующих радиоэлементах и ИМС: аккумулятор 1 на современных легких самолетах РФ, например Че-25, ставится обыкновенный автомобильный напряжением 12 В; преобразователь напряжения 2 выполнен на ИМС: микроконтроллер PIC16C57 фирмы MICROCHIP, стабилизаторы напряжений на 142 ЕН5А, 142 ЕН6А и 142 ЕН9В, трансформатор ТР1 типа ТПП 103-40-400Т, диодные мосты типа 142 НД1, транзисторы типа 2Т310, резисторы типа ОМЛТ, конденсаторы типа К50-68-25В; СКВТ в авиагоризонте 3 типа СКВТ-265-Д8; детектор 6 на инверторах 1533 ЛН1 и ИСКЛЮЧАЮЩЕЕ ИЛИ 1533 ЛП5; синхронные детекторы 7 и 8 на операционных усилителях 1401 УД2 и интегральных прерывателях 2КТ101 и 2КТ124; сумматор 9 на операционных усилителях 1401УД2; компараторы 11 на 521 САЗ; инвертор 10 на 1533 ЛН1; трехвходовые схемы И-НЕ на 1533 ЛАЗ.

Устройство работает следующим образом. Вначале рассмотрим по структурной схеме (фиг.1).

Выходное напряжение +12 В с выхода аккумулятора 1 поступает на преобразователь напряжения 2, в котором преобразуется в напряжение: трехфазное 36 В 400 Гц для питания гиромотора авиагоризонта 3 и для запитки обмоток возбуждения СКВТ-датчиков крена и тангажа; в напряжения постоянного тока +27 В, +5 В и ±15 В для питания ИМС блоков 4 и 5, ламп подсвета табло аварийно-предупредительной сигнализации 15 и бленкеров авиагоризонта 3, также импульсной последовательности ≈1 Гц для получения прерывистой сигнализации (блок 14).

Выходное напряжения АГ 3 (рассмотрим на примере крена в блоке 4, т.к. обработка сигналов тангажа в блоке 5 полностью идентична) пропорциональные отклонению по углу крена (Sin γ и Cos γ) поступают на блок определения предельных углов крена 4. Детектор знака 6 служит для определения направления крена: левого или правого путем обработки фазы каждого периода частоты заполнения синусной или косинусной обмоток и сравнения их между собой. Так, напряжение огибающей косинусной обмотки имеет положительный знак влево и вправо от нулевого положения до 90^o, синусной обмотки влево имеет отрицательный знак, а вправо - положительный, следовательно, при левом крене имеет лог. 0, а при правом - лог.1. Одновременно выходные напряжения косинусной и синусной обмоток выпрямляются на синхронных детекторах 7 и 8 соответственно. Затем эти выпрямленные напряжения сравниваются между собой на компараторе 11, причем косинусное напряжение является опорным, а синусное - сигнальным. Регулируя коэффициент передачи синусного или косинусного напряжений, можно получить любой заданный предельный угол. На практике в режиме взлет/посадка принят предельный угол крена (тангажа), равный 12^o, а на маршруте - 30^o. Для гибкого регулирования величины предельных углов в данном устройстве задействован сигнал радиовысотомера, в результате величина сигнализации достижения предельных углов прямо пропорциональна высоте полета и изменяется линейно в зависимости от высоты полета. Это достигается введением сумматора 9, в котором суммируются сигналы косинусного напряжения с выхода СД2 и напряжение с выхода РВ, после чего полученное суммарное напряжение поступает на опорный вход компаратора 11. Т.о. имеем линейную зависимость сигнализации о достижении самолетом предельных углов в диапазоне 12-30^o. Для указания направления крена введены схема НЕ 10 и трехвходовые схемы И 12 и 13, которые работают по простой алгебраической логике: при срабатывании компаратора 11 (лог.1 на выходе) и правом крене (лог.1 на выходе детектора знака 6) имеем эти лог.1 на выходах 1 и 2 схемы И 13 (на вх.3 имеем импульсную последовательность лог.0 - лог.1), а следовательно, и на ее выходе, в результате начинает мигать лампочка на световом табло аварийно-предупредительной сигнализации 15. При левом крене на выходе детектора знака 6 имеем лог.0, на выходе схемы НЕ 10 - лог.1 и на выходе схемы И 12 также лог.1 (на выходе схемы И 13 - лог. 0), и загорается лампочка "велик крен левый" на табло 15.

Далее рассмотрим на основе принципиальных электрических схем устройства (фиг. 2 и 3). В узле преобразования напряжений 2 микроконтроллер DD1 запрограммирован таким образом, что на своих выходах RC0, RC1 и RC3 выдает сдвинутые на 120^o относительно друг друга логические напряжения частотой 400 Гц, которые преобразуются на операционных (ОУ) усилителях DA6.1-DA6.3, включенных в компараторные режимы, в двухуровневые напряжения ±12 В. Это нужно для управления усилительными транзисторами VT12-VT17, на выходах которых получаем 3-фазное напряжение 36 В 400 Гц прямоугольной формы. Эти напряжения используются для питания гиромотора авиагоризонта 3 и для питания обмоток возбуждения СКВТ-датчиков по крену и тангажу. Одновременно в этом узле из выходного напряжения 12 В аккумулятора 1 получаем напряжение +5 В для питания логических ИМС (на интегральном стабилизаторе напряжения DA1), ±15 В для питания операционных усилителей и компараторов, а +27 В - для питания узлов авиагоризонта и табло аварийно-предупредительной сигнализации ±36 В для запитки выходных силовых каскадов VT12-VT17.

Для этого используется классический способ преобразования постоянного напряжения в постоянные путем раскачки трансформатора Тр1 с последующим выпрямлением напряжений на вторичных обмотках на мостах VD1 и VD2 и стабилизацией напряжений на ИМС 142 ЕН6А (DA3) и 142 ЕН9В (DA2). Выход RC4 (частотой такта 400 Гц) микроконтроллера DD1 используется для управления ключами VT1-VT2 через ОУ DA6.4 (в компаратором режиме).

Детектор знака 6 работает следующим образом. Напряжение частоты заполнения синусной и косинусной обмоток поступают на ключи VT3 и VT4, на которых отрицательная и положительная полуволны преобразуется в логические уровни. При правом крене на выходах VT3 и VT4 получаются одновременно либо логические нули, либо единицы, на выходах ИМС DD2.1 и DD2.2 - соответственно либо логические единицы, либо нули, а на выходе ИМС DD3.1 (ИСКЛ. ИЛИ) - также логическая единица. При левом крене на выходах VT3 и VT4 одновременно получаются противофазные логические уровни: лог.0 на выходе VT3 - лог.1 на выходе VT4, либо лог.1 на выходе VT3 - лог.0 на выходе VT4, следовательно, на выходе ИМС ИСКЛ. ИЛИ DD3.1 получается лог.0. Цепочка R21, С4 служит для сглаживания выбросов при переходах частоты заполнения синусного и косинусного напряжений через нуль.

Синхронные детекторы 7 и 8 работают следующим образом (рассмотрим на примере СД7). При приходе положительной полуволны Sin γ закрывается ключ VT6 и открывается ключ VT5, в результате положительная полуволна через резисторы R12 и R13 проходит на прямой вход операционного усилителя DA4.1 и на его выход без изменения знака, при приходе отрицательной полуволны Sin γ закрывается ключ VT5 и открывается ключ VT6, в результате отрицательная полуволна через резисторы R9 и R10 проходит на инверсный вход этого усилителя и с изменением знака на обратный (положительный) на его выход, т.е. имеем двухполупериодное выпрямление. Коэффициент передачи операционного усилителя DA4.1, а следовательно, и синхронного детектора СД7 определяется соотношениями резистора обратной связи R22 к R9 и R10 (R12 и R13). Конденсаторы С5 и С6 служат для сглаживания выпрямленного напряжения. Выпрямленное косинусное напряжение Cos γ поступает на сумматор 9 (инверсный вход операционного усилителя DA7.1), на этот же вход которого поступает напряжение с радиовысотомера РВ, после суммирования и масштабирования на DA7.1 это напряжение уже отрицательной полярности поступает на аналоговый компаратор 11 (DA5) в качестве опорного на его прямой вход, в результате на выходе 7 компаратора в исходном состоянии имеется лог.0. При эволюциях самолета по крену при достаточно глубоком вираже синусное напряжение увеличивается и в какой-то момент сравняется с косинусным (опорным), в результате компаратор 11 "опрокинется", на его выходе появится лог.1, которая появится и на втором, и четвертом входах трехвходовых схем И (DD5.1 и DD5.2 соответственно). В зависимости от направления крена (левый или правый) лог.1 появится либо на первом входе DD5.1 (левый крен), либо на шестом входе DD5.2 (правый крен), а на третьем и пятом входах этих схем присутствует импульсная последовательность, с частотой которой будут мигать лампочки на табло аварийно-предупредительной сигнализации 15 (либо "велик крен левый", либо "велик крен правый"). Транзисторы VT10 и VT11 служат для увеличения этих сигналов по току и амплитуде, т.к. лампочки сигнализации на табло 15 (как принято в авиации) запитаны от +27 В. Соотношением резисторов R28 и R31 устанавливается начальная величина предельного угла (взлет/посадка), которая пропорционально линейно увеличивается с увеличением высоты и доходит до максимальной величины на предельной допустимой высоте полета.

Применение данного устройства позволяет с минимальными габаритно-массовыми характеристиками оснастить легкомоторные самолеты авиагоризонтами, что увеличивает безопасность полетов, позволяет пилотировать в облаках и при минимуме "погоды", а введение сигнализации о достижении предельных углов крена и тангажа - еще более повысить "комфортность" пилотирования, т.е. не нужно постоянно следить, "как бы не превысить допустимые предельные углы", что может привести к сваливанию на крыло со всеми вытекающими отсюда последствиями.

Изобретение относится к авиационной технике. Устройство содержит синус-косинусные вращающиеся трансформаторы с выходными обмотками по крену и тангажу, аккумулятор, питающий преобразователь напряжений, а также блоки определения предельных углов крена и тангажа, табло аварийно-предупредительной сигнализации. Выходные шины преобразователя с трехфазными напряжениями 36 В 400 Гц переменного тока и напряжениями постоянного тока + 5 В и + 27 В соединены с входами питания авиагоризонта, а шины с напряжениями ±15В и +5В постоянного тока - со входами питания блоков определения предельных углов крена и тангажа. Выходы указанных блоков "велик крен левый", "велик крен правый", "велик тангаж пикирование" и "велик тангаж кабрирование" соединены с табло. Выходные обмотки синус-косинусных вращающихся трансформаторов по крену и тангажу авиагоризонта соединены с входами блоков определения предельных углов крена и тангажа. Принятое решение по реализации питающих цепей и схема включения авиагоризонта позволяют с минимальными габаритно-массовыми характеристиками оснастить легкомоторные самолеты авиагоризонтами. Изобретение повышает безопасность полетов. 2 з.п.ф-лы, 3 ил.

1. Устройство для включения авиагоризонта в пилотажный комплекс, содержащее синус-косинусные вращающиеся трансформаторы с выходными обмотками по крену и тангажу, источник питания постоянного тока - аккумулятор, отличающееся тем, что в него введены преобразователь напряжений, блок определения предельных углов крена, блок определения предельных углов тангажа и табло аварийно-предупредительной сигнализации, причем источник питания - аккумулятор подключен к преобразователю напряжений, выходные шины которого с трехфазными напряжениями 36 В 400 Гц переменного тока и напряжениями постоянного тока + 5В и + 27В соединены с входами питания авиагоризонта, выходные шины с напряжениями ±15В и +5В постоянного тока соединены со входами питания блоков определения предельных углов крена и тангажа, выходы которых "велик крен левый", "велик крен правый", "велик тангаж пикирование" и "велик тангаж кабрирование" соединены с табло аварийно-предупредительной сигнализации, а выходные обмотки синус-косинусных вращающихся трансформаторов по крену и тангажу авиагоризонта соединены с информационными входами блоков определения предельных углов крена и тангажа. 2. Устройство для включения авиагоризонта в пилотажный комплекс по п.1, отличающееся тем, что преобразователь напряжения содержит микроконтроллер в качестве задающего генератора частот и токовые ключи, последовательно включенные между выходами микроконтроллера и потребителями трехфазного напряжения переменного тока 36 В 400 Гц в авиагоризонте, а также стандартные стабилизаторы питающих напряжений + 5В, ±15В, +27В для питания блока определения предельных углов крена и тангажа, авиагоризонта и табло аварийно-предупредительной сигнализации. 3. Устройство для включения авиагоризонта в пилотажный комплекс по п.1, отличающееся тем, что каждый из блоков определения предельных углов крена и тангажа содержит детектор знака, первый и второй синхронные детекторы, сумматор, инвертор, компаратор, первую и вторую трехвходовые схемы И, при этом выходы косинусной и синусной обмоток авиагоризонта соединены с входом детектора знака, выход которого соединен с первым входом второй схемы И непосредственно, а с первым входом первой схемы И - через инвертор, выходы косинусной и синусной обмоток соединены также со вторым и первым синхронными детекторами соответственно, выход первого синхронного детектора соединен с сигнальным входом компаратора, выход второго синхронного детектора соединен с первым входом сумматора, выход которого соединен с опорным входом компаратора, выход которого соединен со вторыми входами первой и второй схем И, выход генератора низкой частоты соединен с третьими входами первой и второй схем И, выход радиовысотомера через нормально открытые контакты соединен со вторым входом сумматора.