УСТРОЙСТВО ДЛЯ ОГРАНИЧЕНИЯ УГЛА АТАКИ САМОЛЕТА Российский патент 2006 года по МПК B64C13/00 

Описание патента на изобретение RU2281882C1

Изобретение относится к системам управления самолетом и может найти применение при конструировании систем, позволяющих ограничивать пилотажные параметры самолета при достижении ими предельно допустимых значений для обеспечения безопасности пилотирования.

Статистические данные летных происшествий показывают, что большинство их происходит по вине летного состава, диспетчеров и обслуживающего персонала при исправной авиационной технике. Это требует установки на борту технических средств, обеспечивающих экипаж информацией о приближении к предельно допустимым значениям параметров полета. Сформированные в этих технических средствах сигналы предельно допустимых параметров полета сравниваются с их текущими значениями и, в зависимости от величины разности между ними и скорости ее изменения, вырабатываются предупреждающие сигналы, являющиеся для экипажа и системы автоматического управления командой для принятия корректирующих действий по предотвращению выхода на критический режим полета.

На большинстве современных самолетов и вертолетов устанавливаются системы ограничительных сигналов типа СОС и системы предупреждения критических режимов полета типа СПКР.

Зависимость ограничений по пилотажным параметрам от условий и режимов полета, конструктивных и аэродинамических характеристик летательных аппаратов оценивается системой уравнений:

αдоп=f(M, m, Н, β, ωz, nу, νi...),

Vдоп=f(M, m, νi, Н, ωz, β, nу...),

nу доп=f(M, m, νi, α, β...),

Ндоп=f(m, V, νi, Vy...),

Хдоп=fn(M, m, νi, α, β, ωz, H, Vy...),

где αдоп, Vдоп, nу доп, Ндоп, Хдоп - предельно допустимые значения угла атаки, воздушной скорости, нормальной перегрузки, высоты и других параметров Х полета, М - число Маха, m - масса ЛА, β - угол скольжения, ωz - угловая скорость ЛА относительно оси z, νi - конструктивный параметр механизации, Vy - вертикальная скорость. На процесс пилотирования накладывается большое число ограничений по пилотажным параметрам, взаимосвязанным между собой через аэродинамическую компоновку и режим полета. Эти ограничения определяют разрешенную область эксплуатации ЛА, изменяющую свои границы в процессе полета [1].

Известна также система ограничительных сигналов СОС-5 серия 1, выпускаемая серийно на ОАО "Электроприбор" г.Воронеж. [2], принятая за прототип.

Система СОС-5 серия 1 (фиг.1) содержит датчик угла атаки 1, датчик текущего положения закрылков 2, датчик числа М 3, датчик механизации крыла 4, датчик угла стреловидности 5, датчик вариантов весовой загрузки 6, датчик вариантов внешней подвески 7, блок формирования истинного угла атаки 8, блок формирования предельно допустимого угла атаки 9, дифференцирующий блок 10, сумматор 11, блок сравнения 12, блок сигнализации 13, блок индикации 14, при этом выходы датчика угла атаки 1 и датчика текущего положения закрылков 2 соединены соответственно с первым и вторым входами блока формирования истинного угла атаки 8, выходы датчиков числа М 3, механизации крыла 4, угла стреловидности 5, вариантов весовой загрузки 6, вариантов внешней подвески 7 соединены соответственно с первым, вторым, третьим, четвертым и пятым входами блока формирования предельно допустимого угла атаки 9, выход которого соединен с первым входом блока индикации 14 и первым входом блока сравнения 12, выход которого соединен со входом блока сигнализации 13, а выход блока формирования истинного угла атаки 8 соединен со вторым входом блока индикации, с выходом дифференцирующего блока и первым входом сумматора 11, второй вход которого соединен с выходом дифференцирующего блока 10, а выход сумматора соединен со вторым входом блока сравнения.

Система ограничительных сигналов СОС-5 серия 1 работает следующим образом.

Сигналы с датчиков угла атаки 1, текущего положения закрылков 2, числа М 3 стреловидности крыла 4 поступают соответственно на первый, второй, третий и четвертый входы блока формирования истинного угла атаки 8.

В зависимости от текущего положения закрылков δзакр, угла стреловидности крыла χ и числа М блок 8 формирования истинного угла атаки формирует сигнал в соответствии с зависимостями при δзакрзакр.пор; (δзакр.пор=const) и χ=χнач - взлетный и посадочный режимы при начальной стреловидности крыла:

при δзакр≥δзакр.пор и χ=χпром - взлетный и посадочные режимы при промежуточной стреловидности крыла:

при δзакрзакр.пор и χ=χпром - полетный (крейсерский) режим при промежуточной стреловидности крыла:

при δзакрзакр.пор и χ=χмакс, числе М≥1, что соответствует полетному (крейсерскому) режиму при максимальной стреловидности крыла:

где , , - коэффициенты передачи по углу атаки при стреловидности крыла χнач, χпром, χмакс соответственно;

αн1, αн2, αн3 - поправка по углу атаки при стреловидности χнач, χпром, χмакс соответственно;

δзакр - положение закрылков (град);

- коэффициент передачи по положению закрылков;

αм - местный угол атаки (град);

М - текущее значение числа М;

- коэффициент передачи по числу М.

Сформированный сигнал αист тек подается на блок 14 индикации, на входы дифференцирующего блока 10 и сумматора 11.

Сигналы с датчиков 3÷7 числа М, положения механизации крыла, стреловидности крыла, вариантов весовой загрузки и вариантов внешней подвески соответственно поступают на соответствующие входы блока 9 формирования предельно допустимых значений угла атаки.

Сигнал предельно допустимого значения угла атаки с блока 9 поступает на блок 14 индикации и на первый вход элемента 12 сравнения. На второй вход элемента сравнения подается сигнал с выхода сумматора 11.

В элементе 12 сравнения происходит сравнение предельно допустимых значений угла атаки с текущим значением. При приближении текущего угла атаки к предельно допустимому элемент 12 сравнения выдает сигнал, который поступает в блок 13 сигнализации. Включение предупреждающей сигнализации осуществляется с учетом скорости изменения угла атаки, что достигается с помощью дифференцирующего блока 10 и сумматора 11.

Недостатком известного устройства является то, что в сигнале с датчика угла атаки имеется низкочастотная шумовая составляющая, обусловленная колебаниями флюгерного чувствительного элемента на собственной частоте, которая после дифференцирования и сложения с текущим значением угла атаки приводит к большим ошибкам в формировании сигнала предупредительной сигнализации.

Задачей изобретения является создание системы ограничительных сигналов, обеспечивающей повышение безопасности пилотирование ЛА.

Технический результат выражается в повышении точности определения текущего угла атаки ЛА и соответственно формирования предупредительного сигнала по углу атаки.

Это достигается тем, что в известное устройство ограничения угла атаки самолета дополнительно введены датчик статического давления, фильтр нижних частот, задатчик коэффициента упреждения, множительное устройство, причем фильтр нижних частот включен между датчиком угла атаки и первым входом блока формирования истинного угла атаки, датчик числа М дополнительно соединен со вторым входом фильтра нижних частот и с первым входом задатчика коэффициента упреждения, а датчик статического давления подключен к третьему входу фильтра нижних частот и второму входу задатчика коэффициента упреждения, выход которого соединен со вторым входом множительного устройства, включенного в цепь между дифференцирующем блоком и сумматором.

Известно, что частота собственных колебаний флюгерного чувствительного элемента является функцией скоростного напора, который, в свою очередь, однозначно определяется через число Маха и статическое давление [3].

- собственная частота колебаний флюгерного чувствительного элемента,

где С - коэффициент жесткости флюгера в потоке;

J - момент инерции флюгера относительно оси вращения;

- коэффициент подъемной силы;

Sф - площадь флюгарки;

Lф - расстояние от оси вращения до фокуса флюгарки;

q=0.7·РH·М2 - скоростной напор;

Pн - статическое давление невозмущенного воздушного потока;

М - число Маха.

Использование в заявляемом устройстве фильтра нижних частот обеспечивает необходимое затухание резонансного пика АЧХ флюгерного чувствительного элемента, причем частота среза, определяющая постоянные времени фильтра, является функцией числа М и статического давления.

Для обеспечения заданного упреждения в формировании предупредительной сигнализации и компенсации запаздывания, вносимого фильтром нижних частот на динамических режимах, в известное устройство введен задатчик коэффициента упреждения. Величина коэффициента упреждения которого равна сумме величин заданного упреждения и запаздывания, вносимого фильтром, и является функцией числа М и статического давления и определяется выражением:

Купрупр зад + Кзап=f(M, РH),

где Купр зад - заданное упреждение,

Кзап - запаздывание, вносимое фильтром.

На фиг.1 представлена схема устройства для ограничения угла атаки самолета (прототип).

На фиг.2 представлена схема заявляемого устройства для ограничения угла атаки самолета.

Представленное на фиг.1 устройство ограничения угла атаки самолета, являющееся прототипом заявляемого технического решения, содержит датчик угла атаки 1, датчик текущего положения закрылков 2, датчик числа М 3, датчик механизации крыла 4, датчик угла стреловидности 5, датчик вариантов весовой загрузки 6, датчик вариантов внешней подвески 7, блок формирования истинного угла атаки 8, блок формирования предельно допустимого угла атаки 9, дифференцирующий блок 10, сумматор 11, блок сравнения 12, блок сигнализации 13, блок индикации 14.

Заявляемое устройство, представленное на фиг.2, включает в себя датчик угла атаки 1, датчик текущего положения закрылков 2, датчик числа М 3, датчик механизации крыла 4, датчик угла стреловидности 5, датчик вариантов весовой загрузки 6, датчик вариантов внешней подвески 7, блок формирования истинного угла атаки 8, блок формирования предельно допустимого угла атаки 9, дифференцирующий блок 10, сумматор 11, блок сравнения 12, блок сигнализации 13, блок индикации 14 датчик статического давления 15, фильтр нижних частот 16, задатчик коэффициента упреждения 17 и множительное устройство 18, при этом выходы датчика угла атаки 1 и датчика текущего положения закрылков 2 соединены соответственно с первым и вторым входами блока формирования истинного угла атаки 8, выходы датчиков числа М 3, механизации крыла 4, угла стреловидности 5, вариантов весовой загрузки 6, вариантов внешней подвески 7 соединены соответственно с первым, вторым, третьим, четвертым и пятым входами блока формирования предельно допустимого угла атаки 9, выход которого соединен с первым входом блока индикации 14 и первым входом блока сравнения 12, выход которого соединен со входом блока сигнализации 13, а выход блока формирования истинного угла атаки 8 соединен со вторым входом блока индикации, с выходом дифференцирующего блока и первым входом сумматора 11, второй вход которого соединен с выходом дифференцирующего блока 10, а выход сумматора соединен со вторым входом блока сравнения, причем фильтр нижних частот 16 включен между датчиком угла атаки 1 и первым входом блока формирования истинного угла атаки 8, а датчик числа М 3 дополнительно соединен со вторым входом фильтра нижних частот 16 и первым входом задатчика коэффициента упреждения 17, датчик статического давления 15 соединен с третьим входом фильтра и вторым входом задатчика коэффициента упреждения, выход которого соединен со вторым входом множительного устройства 18, включенного между дифференцирующим блоком 10 и вторым входом сумматором 11.

Заявляемое устройство для ограничения угла атаки самолета работает следующим образом. Сигналы с датчиков угла атаки 1, числа М 3, статического давления 15 поступают на вход блока фильтра нижних частот 16. После фильтрации с частотой среза fc=f(M, РH) сигнал с блока фильтра нижних частот 16, а также сигналы с датчиков текущего положения закрылков 2, числа М 3, стреловидности крыла 5 поступают соответственно на первый, второй, третий и четвертый входы блока формирования истинного угла атаки 8.

В зависимости от текущего положения закрылков δзакр, угла стреловидности крыла χ и числа М блок 8 формирования истинного угла атаки формирует сигнал в соответствии с зависимостями при δзакрзакр.пор; (δзакр.пор=const) и χ=χнач - взлетный и посадочный режимы при начальной стреловидности крыла:

при δзакр≥δзакр.пор и χ=χпром - взлетный и посадочные режимы при промежуточной стреловидности крыла:

при δзакрзакр.пор и χ=χпром - полетный (крейсерский) режим при промежуточной стреловидности крыла:

при δзакрзакр.пор и χ=χмакс, числе М≥1, что соответствует полетному (крейсерскому) режиму при максимальной стреловидности крыла:

где , , - коэффициенты передачи по углу атаки при стреловидности крыла χнач, χпром, χмакс соответственно;

αн1, αн2, αн3 - поправка по углу атаки при стреловидности χнач, χпром, χмакс соответственно;

δзакр - положение закрылков (град);

- коэффициент передачи по положению закрылков;

αм - местный угол атаки (град);

М - текущее значение числа М;

- коэффициент передачи по числу М.

Сформированный сигнал αист тек подается на блок 14 индикации, на вход дифференцирующего блока 10 и первый вход сумматора 11. Сигнал с дифференцирующего блока подается на первый вход множительного устройства 18, на второй вход которого подается сигнал с задатчика коэффициента упреждения 17. Сигнал с выхода множительного устройства поступает на второй вход сумматора 11.

Одновременно сигналы с датчиков 3÷7 числа М, положения механизации крыла, стреловидности крыла, вариантов весовой загрузки, и вариантов внешней подвески соответственно поступают на соответствующие входы блока 9 формирования предельно допустимых значений угла атаки.

Сигнал предельно допустимого значения угла атаки с блока 9 поступает на блок 14 индикации и на первый вход элемента 12 сравнения. На второй вход элемента сравнения подается сигнал с выхода сумматора 11.

В элементе 12 сравнения происходит сравнение предельно допустимых значений угла атаки с текущим значением. При приближении текущего угла атаки к предельно допустимому элемент 12 сравнения выдает сигнал, который поступает в блок 13 сигнализации. Включение предупреждающей сигнализации осуществляется с учетом скорости изменения угла атаки и значения коэффициента упреждения, что достигается с помощью дифференцирующего блока 10, задатчика коэффициента упреждения 17 и сумматора 11, причем закон выдачи предупреждающей сигнализации имеет следующий вид:

где Купрупр задзап=f (М, РН) - коэффициент упреждения, величина которого равна сумме величин заданного упреждения (Купр зад) и запаздывания (Кзап), вносимого фильтром нижних частот 16 в сигнал текущего значения угла атаки, и является функцией числа М и статического давления. Частота среза фильтра нижних частот определяется как

ωср0-Δω=f(PH, М),

где ω0 - собственная частота колебаний флюгерного чувствительного элемента,

Δω - сдвиг по частоте, обеспечивающий необходимое затухание резонансного пика АЧХ.

Постоянные времени фильтра определяются заданной частотой среза ωср, следовательно, запаздывание, вносимое фильтром, также определяется заданной частотой среза, которая является функцией РH и М.

Коэффициент заданного упреждения Купр зад имеет размерность времени и определяет заданное (в секундах) значение динамического упреждения, т.е. вне зависимости от темпа изменения текущего значения ограничиваемого параметра (в нашем случае угла атаки) летчик или же система автоматического управления самолета получит сигнал о приближении к максимально допустимому значению заблаговременно на величину Купр зад. Заданное упреждение определяется типом самолета, его инерционными характеристиками, а также уровнем подготовки пилотов (ученик-учитель).

Датчик статического давления 15 входит в состав общесамолетного оборудования, причем информация о статическом давлении поступает со штатных приемников статического давления.

В силу того что на современном этапе развития авиационного оборудования подавляющее число систем СОС и СПКР являются цифровыми, фильтр нижних частот 16, задатчик коэффициента упреждения 17 и множительное устройство 18 могут являться частью вычислительной программы, при этом фильтр нижних частот может быть реализован посредством разностных уравнений, что обеспечит возможность задания постоянных времени фильтра (и как следствие коэффициентов уравнения) в функции числа М и статического давления.

ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ

1. Клюев Г.И. и др. Авиационные приборы и системы: Учебное пособие / Г.И.Клюев, Н.Н.Макаров, В.М.Солдаткин; под ред. В.А.Мишина. - Ульяновск: УлГТУ, 2000. - 249 с.

2. Система ограничительных сигналов СОС-5 серия 1 6Э2.528.001 ТУ, 6Э2.528.001 РО, 6Э2.528.001 РЭ.

3. Солдаткин В.М. Методы и средства измерения аэродинамических углов летательных аппаратов / Казань: Изд-во Казан. гос. техн. ун-та, 2001. - 49 с.

Похожие патенты RU2281882C1

название год авторы номер документа
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ОГРАНИЧЕНИЯ УГЛА АТАКИ САМОЛЕТА 1986
  • Балагуров С.Ф.
  • Деревянкин В.П.
  • Кудряшов А.И.
  • Пыжов В.В.
  • Разумихин В.М.
  • Затучный А.М.
SU1515583A1
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ И КОМПЛЕКСНАЯ СИСТЕМА ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ 2006
  • Карасев Андрей Геннадьевич
  • Воробьев Александр Владимирович
  • Дохолов Дмитрий Сергеевич
  • Кабаков Владимир Борисович
  • Костенко Николай Иванович
  • Можаров Валерий Алексеевич
  • Носков Юрий Викторович
  • Оболенский Юрий Геннадьевич
  • Петров Вячеслав Мефодьевич
  • Степанов Валентин Александрович
  • Штыкало Василий Федорович
  • Якубович Марк Михайлович
RU2327602C1
СПОСОБ АНТИШТОПОРНОГО УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ И СИСТЕМА ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ 2007
  • Иманов Гейдар Мамедович
  • Майборода Леонид Александрович
RU2368541C2
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ОГРАНИЧЕНИЯ ПИЛОТАЖНЫХ ПАРАМЕТРОВ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА 1987
  • Абутидзе З.С.
  • Балагуров С.Ф.
  • Кудрявцев Л.С.
  • Кудряшов А.И.
  • Мязин Г.Д.
  • Никольский С.А.
  • Приз В.И.
RU2043945C1
СИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ЗАХОДОМ НА ПОСАДКУ 1991
  • Пхор М.Л.
RU1823356C
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ 2007
  • Субботин Виктор Владимирович
  • Ивашечкин Юрий Викторович
  • Горелов Сергей Александрович
  • Долотовский Александр Викторович
  • Иваха Валерий Владимирович
  • Мотовилов Владимир Васильевич
  • Чочиев Виктор Александрович
  • Диденко Юрий Иванович
  • Кузьмин Петр Викторович
  • Суханов Валерий Леонидович
  • Глубокая Марина Георгиевна
  • Шелюхин Юрий Федорович
RU2364548C2
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ОГРАНИЧЕНИЯ ПИЛОТАЖНЫХ ПАРАМЕТРОВ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА 1984
  • Абутидзе З.С.
  • Кудрявцев Л.С.
  • Мязин Г.Д.
  • Никольский С.А.
  • Рябиков В.А.
  • Соловьев А.А.
  • Соловьев В.Е.
SU1231780A1
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ОГРАНИЧЕНИЯ ПИЛОТАЖНЫХ ПАРАМЕТРОВ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА 1990
  • Брагин Г.Е.
  • Кудрявцев Л.С.
  • Лигачев И.Д.
  • Мязин Г.Д.
  • Никольский С.А.
  • Рябиков В.А.
  • Фадеева Т.С.
SU1795624A1
ЛЕГКИЙ МНОГОЦЕЛЕВОЙ САМОЛЕТ 2003
  • Демченко О.Ф.
  • Попович К.Ф.
  • Школин В.П.
  • Митриченко А.Н.
  • Крюков С.П.
  • Казаков В.В.
  • Голованов Н.А.
  • Кузнецов А.Г.
  • Кодола В.Г.
RU2235044C1
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ УГЛА АТАКИ САМОЛЕТА 1988
  • Андрианов А.П.
  • Балагуров С.Ф.
  • Деревянкин В.П.
  • Кудряшов А.И.
RU2041136C1

Иллюстрации к изобретению RU 2 281 882 C1

Реферат патента 2006 года УСТРОЙСТВО ДЛЯ ОГРАНИЧЕНИЯ УГЛА АТАКИ САМОЛЕТА

фИзобретение относится к технике управления самолетом и может найти применение при конструировании систем, позволяющих ограничивать пилотажные параметры самолета при достижении ими предельно допустимых значений. Устройство содержит блок формирования истинного угла атаки и блок формирования предельно допустимого угла атаки, входы которых подключены к выходам датчиков текущего положения закрылков, числа М, механизации крыла, угла стреловидности крыла, вариантов весовой загрузки, вариантов внешней подвески и фильтра нижних частот. На вход последнего поступают сигналы с датчиков угла атаки, числа М, статического давления. Выход блока формирования истинного угла атаки подключен к входам дифференцирующего блока и сумматора. На второй вход сумматора поступает сигнал с множительного устройства, входы которого подключены к выходам дифференцирующего блока и задатчика коэффициента упреждения. Значение этого коэффициента формируется в зависимости от сигналов, поступающих с датчиков числа М и статического давления. Изобретение позволяет повысить безопасность пилотирования путем повышения точности управления самолетом по углу атаки. 2 ил.

Формула изобретения RU 2 281 882 C1

Устройство для ограничения угла атаки самолета, содержащее датчик угла атаки, датчик текущего положения закрылков, датчик числа М, датчик механизации крыла, датчик угла стреловидности, датчик вариантов загрузки, датчик вариантов внешней подвески, блок формирования истинного угла атаки, блок формирования предельно допустимого угла атаки, дифференцирующий блок, сумматор, блок сравнения, блок сигнализации, блок индикации, при этом выходы датчика текущего положения закрылков, датчика угла стреловидности и датчика числа М соединены соответственно со вторым, третьим и четвертым входами блока формирования истинного угла атаки, выходы датчиков числа М, механизации крыла, угла стреловидности, вариантов загрузки, вариантов внешней подвески соединены соответственно с первым, вторым, третьим, четвертым и пятым входами блока формирования предельно допустимого угла атаки, выход которого соединен с первым входом блока индикации и первым входом блока сравнения, выход которого соединен с входом блока сигнализации, а выход блока формирования истинного угла атаки соединен со вторым входом блока индикации и первым входом сумматора, выход которого соединен с вторым входом блока сравнения, отличающееся тем, что в него дополнительно введены датчик статического давления, фильтр нижних частот, задатчик коэффициента упреждения, множительное устройство, причем фильтр нижних частот включен между датчиком угла атаки и первым входом блока формирования истинного угла атаки, датчик числа М дополнительно соединен со вторым входом фильтра нижних частот и с первым входом задатчика коэффициента упреждения, а датчик статического давления подключен к третьему входу фильтра нижних частот и второму входу задатчика коэффициента упреждения, выход которого соединен со вторым входом множительного устройства, первый вход которого соединен с выходом дифференцирующего блока, а выход - со вторым входом сумматора.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2006 года RU2281882C1

Кипятильник для воды 1921
  • Богач Б.И.
SU5A1
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ОГРАНИЧЕНИЯ УГЛА АТАКИ САМОЛЕТА 1976
  • Ференец В.А.
  • Живетин В.Б.
  • Солдаткин В.М.
  • Островский М.Я.
SU601893A1
RU 2002125425 А, 10.04.2004
RU 99103948 А, 10.02.2001.

RU 2 281 882 C1

Авторы

Деревянкин Валерий Петрович

Кожевников Виктор Иванович

Макаров Николай Николаевич

Семенов Алексей Владимирович

Даты

2006-08-20Публикация

2005-01-27Подача