Изобретение относится к авиационной технике и может быть применено при проектировании устройств для автоматического парирования крена летательного аппарата при отказе двигателя с помощью интерцепторов.
Автоматическое парирование крена с помощью интерцепторов необходимо для обеспечения крена летательного аппарата не более 25 градусов на 5-ой секунде после отказа двигателя при невмешательстве летчика в управление, при этом после вмешательства летчика в управление и принятия мер для парирования крена с помощью, например, элеронов, необходимо отклоненный интерцептор плавно убрать, так как он ухудшает аэродинамическое качество летательного аппарата.
Известно устройство для автоматического парирования крена летательного аппарата, содержащее блок сравнения режимов работы двигателей, ключи, рулевые машины и интерцепторы.
Недостатком известного устройства является то, что после парирования крена на стороне работающего двигателя постоянно отклонен интерцептор, что ухудшает аэродинамическое качество летательного аппарата.
Наиболее близким к предложенному является устройство для автоматического парирования крена летательного аппарата, содержащее блок сравнения режимов работы двигателей, интерцепторы, снабженные рулевыми машинами, два ключа, выход каждого из которых подключен к управляющему входу соответствующей рулевой машины, а управляющий вход - к выходу блока сравнения режимов работы двигателей, и два источника постоянного напряжения.
Недостаток этого устройства заключается в том, что после парирования крена на стороне работающего двигателя в нем также остается постоянно отклоненный интерцептор, что ухудшает аэродинамическое качество летательного аппарата.
Целью изобретения является улучшение аэродинамического качества летательного аппарата после парирования крена.
Поставленная цель достигается тем, что в устройство для автоматического парирования крена летательного аппарата, содержащее блок сравнения режимов работы двигателей, интерцепторы, снабженные рулевыми машинами, два ключа, выход каждого из которых подключен к управляющему входу соответствующей рулевой машины, а управляющий вход - к выходу блока сравнения режимов работы двигателей, и два источника постоянного напряжения, введены элемент ИЛИ, блок задержки времени, два резистора, третий ключ и интегратор, при этом выходы блока сравнения режимов работы двигателей соединены с входами элемента ИЛИ, выход которого через блок задержки времени связан с управляющим входом третьего ключа, а источники постоянного напряжения через первый и второй резисторы соответственно подключены к сигнальному входу и выходу третьего ключа, выход третьего ключа соединен с входом интегратора, а его выход - с сигнальными входами первого и второго ключей.
На фиг. 1 представлена схема устройства для автоматического парирования крена летательного аппарата; на фиг. 2 - зависимость выходного напряжения интегратора от времени.
В состав устройства входят блок 1 сравнения режимов работы двигателей, первый и второй ключи 2 и 3, сумматоры 4 и 5, рулевые машины 6 и 7, элемент ИЛИ 8, блок 9 задержки времени, третий ключ 10, первый и второй резисторы 11, 12 и интегратор 13.
Устройство работает следующим образом.
При отказе одного из двигателей, например правого, на первом входе блока 1 появляется сигнал, который поступает на управляющий вход ключа 3 и на вход элемента ИЛИ 8, в результате чего на выходе элемента ИЛИ 8 появляется сигнал, включающий блок 9 задержки времени, который открывает ключ 10. При открывании ключа 10 напряжение на выходе интегратора возрастает до уровня Uогр (фиг. 2) за время 0 - t1, величина которого весьма мала, так как R11 << R12, а | U1| = | U2 | . Сигнал с выхода интегратора 13 через открытый ключ 3 поступает на вход рулевой машины 7, которая отклоняет интерцептор на стороне работающего двигателя, парируя крен летательного аппарата. Через время Δt, определяемое блоком 9 задержки времени, сигнал управления снимается с ключа 10, после чего выходное напряжение интегратора 13 начинает уменьшаться и за время t3 - t2 достигает значения Uо со скоростью, определяемой величиной резистора 12 и напряжением источника U2, при этом напряжение на выходе рулевой машины 7 уменьшается, интерцептор на стороне работающего двигателя плавно убирается, уменьшая тем самым лобовое сопротивление летательного аппарата.
Введение в известное устройство элемента ИЛИ, блока выдержки времени, двух резисторов, третьего ключа и интегратора и соединение их по указанной выше схеме позволяет после парирования крена плавно убирать интерцептор на стороне работающего двигателя, улучшая аэродинамическое качество летательного аппарата. (56) Авторское свидетельство СССР N 474209, кл. B 64 C 13/16, 1979.
Авторское свидетельство СССР N 619076, кл. B 64 C 13/16, 1979.
УСТРОЙСТВО ДЛЯ АВТОМАТИЧЕСКОГО ПАРИРОВАНИЯ КРЕНА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, содержащее блок сравнения режимов работы двигателей, интерцепторы, снабженные рулевыми машинами, два ключа, выход каждого из которых подключен к управляющему входу соответствующей рулевой машины, а управляющий вход - к выходу блока сравнения режимов работы двигателей, и два источника постоянного напряжения, отличающееся тем, что, с целью улучшения аэродинамического качества летательного аппарата после парирования крена, в него введены элемент ИЛИ, блок задержки времени, два резистора, третий ключ и интегратор, при этом выходы блока сравнения режимов работы двигателей соединены с входами элемента ИЛИ, выход которого через блок задержки времени связан с управляющим входом третьего ключа, а источники постоянного напряжения через первый и второй резисторы соответственно подключены к сигнальному входу и выходу третьего ключа, выход третьего ключа соединен с входом интегратора, а его выход - с сигнальными входами первого и второго ключей.
