Устройство определения и индикации углов крена самолета Советский патент 1993 года по МПК B64C13/18 

Фиг.7

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к устройствам для определения и улучшения параметров движения летательных аппаратов,

Для повышения возможности полета при выполнении полупереворота в устройство, содержащее датчик угла крена и указатель, введен вычислитель допустимого значения угла крена, а также датчики скорости, располагаемой перегрузки и высоты, выходы которых соединены соответственно с первым, вторым и третьим входами вычислителя допустимого значения угла крена.

На фиг.1 дана блок-схема предложенного устройства; на фиг.2 - блок-схема вычислителя допустимого значения угла крена.

Индикатор углов крена самолета содержит датчик угла крена 1, датчик скорости 2, датчик располагаемой перегрузки 3, датчик высоты 4, вычислитель допустимого угла крена 5, указатель 6. Выход датчика угла крена 1 связан с первым входом указателя 6. Со вторым входом указателя 6 своим выходом связан вычислитель допустимого угла крена 5, первый, второй и третий вход кот- рого связан соответственно с выходами датчика скорости 2, датчика располагаемой перегрузки 3 и датчика высоты 4.

Вычислитель допустимого угла крена содержит первое поляризованное реле 7 с контактами 8, второй поляризованное реле 9 с контактами 10, первый 11, второй 12, третий 13, четвертый 14, пятый 15 сумматоры, механический блок суммирования 16, первый 17, второй 18 инверторы, первый 19, второй 20, третий 21, четвертый 22, пятый 23 задатчики постоянного сигнала, умножитель 24, первый 25 и второй 26 делители, первый 27 и второй 28 квадраторы, блок извлечения квадратного корня 29, первый 30 и второй 31 синусно-косинусные преобразователи, первый 32 и второй 33 приводы и датчик угла поворота 34. Вход первого квадратора 27, являющийся первым входом вычислителя допустимого угла крена, связан с выходом датчика скорости 2. Выход первого квадратора 27 связан с первым входом первого делителя 25, второй вход которого связан с выходом второго задатчика постоянного сигнала 20. а выход - с первым входом умножителя 24. Второй вход умножителя 24 связан с выходом первого задатчика постоянного сигнала 19, а его выход- с первым входом пятого сумматора 15 и входом второго квадратора 28, выход которого связан с входом первого инвертора 17. Выход первого инвертора 17 связен с первым входом первого сумматора 11, второй вход которого связан с выходом второго зз- датчика постоянного сигнала 20, э выход с входом блока извлечения квадратного корня 29 и входом второго поляризованного реле 9. Выход блока извлечения квадратного корня 19 связан с первым входом второго делителя 26, второй вход которого связан с подвижным контактом 8 поляризованного реле 7. Выход второго делителя 26 связан с первым входом второго сумматора 12, второй вход которого связан с косинусной об0

моткой первого синусно-косинусного

преобразователя 30, а выход - с входом первого электромеханического привода 32. Выход привода 32 кинематически - с входом первого синусно-косинусного вращающего5 ся трансформатора 30 и вторым входом механического блока суммирования 16, выход которого связан с входом датчика угла поворота 34, Второй вход пятого сумматора 15 связан с синусной обмоткой второго синус0 но-косинусного преобразователя 31, а выход - с входом второго привода 33, выход которого кинематически связан с входом второго синусно-косинусного преобразователя 31 и первым входом механического

5 блока суммирования 16. Второй вход третьего сумматора 13, являющийся вторым входом вычислителя допустимого угла крена 5 связан с выходом датчика располагаемой перегрузки 3 и с замыкающим контактом 8

0 поляризованного реле 7. Первый вход третьего сумматора 13 связан с выходом второго инвертора 18, а его выход- с входом первого поляризованного реле 7. Выход третьего задатчика постоянного сигнала 21

5 связан с входом второго инвертора 18 и с размыкающим контактом 8 поляризованного реле 7, Третий вход умножителя 24 связан с подвижным контактом 8 поляризованного реле 7, а его четвертый вход - с выходом

0 четвертого сумматора 14, первый вход которого связан с выходом четвертого задатчика постоянного сигнала 22, а второй, являющийся третьим входом вычислителя допустимого значения угла крена 5 - с выходом

5 датчика высоты 4. Выход датчика угла поворота 34 и выход пятого задатчика постоянного сигнала 23 связаны соответственно с размыкающим и замыкающим контактами 10 поляризованного реле 9, подвижный кон0 такт которого, являющийся выходом вычислителя допустимого значения угла крена 5, связан со .вторым входом указателя 6,

Индикатор углов крена самолета рабо- 5 тает следующим образом.

В процессе полета самолета выходной сигнал датчика углов крена 1 поступает на первый вход указателя 6, стрелка которого отклоняется и обозначает текущее значение угла крена у. Одновременно на первый и

второй входы четвертого сумматора 14 поступают соответственно электрические сигналы четвертого задатчика постоянного сигнала 22, пропорциональные значению безопасной высоты выхода из полупереворота со знаком минус - Нбез и датчика высоты 4, пропорциональные текущему значению высоты полета Н. С выхода четвертого сумматора 14 электрический сигнал, пропорциональный значению максимально возможной потере высоты (Н-Нбез) поступает на четвертый вход умножителя 24. На первый вход третьего сумматора 13 с выхода третьего задатчика постоянного сигнала 21, проходя через второй инвертор 18, поступает электрический сигнал, пропорциональный значению максимально допустимой нормальной перегрузки со знаком минус - Пу дол, а на второй вход - электрический сигнал датчика располагаемой перегрузки 3, пропорциональный значению располагаемой по условиям сваливания нормальной перегрузки пу р. На выходе третьего сумматора 13 получается сигнал, пропорциональный значению (пу р-пу доп.), который подается на вход первого поляризованного реле 7. При условиях полета, когда значение располагаемой перегрузки ny p больше значения допустимой перегрузки пу Д0п на выходе из третьего сумматора 13 получается сигнал положительной полярности, который поступая на управляющую обмотку первого поляризованного реле 7, вызывает его срабатывание таким образом, что на третий вход умножителя 24 поступает электрический сигнал третьего задатчика постоянного сигнала 21, Если пу р Пу доп. то отрицательный сигнал третьего-сумматора 13 вызовет такое срабатывание первого поляризованного реле 7, что к третьему входу умножителя 24 подключается выходной сигнал датчика располагаемой перегрузки 3. Электрический сигнал датчика скорости 2, пропорциональный текущей скорости полета V, преобразованный в сигнал, пропорциональный при прохождении через первый квадратор 27, подается на первый вход первого делителя 25 и после деления на него выходного сигнала второго задатчика постоянного сигнала 20, подаваемого на второй вход первого делителя 25, на первый вход умножителя 24 поступает электрический сигнал, пропорциональный значению 1/V . На второй вход умножителя 24 поступает сигнал первого задатчика постоянного сигнала 19, пропорциональный значению 0,45 д. Таким образом, на выходе из умножителя 24 формируется сигнал, пропорциональный значению

0.45gny(H - Нбез)

V

который через пятый сумматор 15-подается на вход второго электромеханического привода 33 и вызывает отклонение первого входного штока механического блока суммирования 16 и второго синусно-косинусно- го преобразователя 31 до тех пор, пока выходной сигнал синусоидальной обмотки второго синусно-косинусного преобразователя 31 не скомпенсирует в пятом сумматоре 15 выходной сигнал умножителя 24. В установившемся состоянии следящей сис- темы выходной сигнал пятого сумматора 15 равен нулю, а его входные сигналы

20

0,45gny(H - Нбез)

V

и sin V

взаимно компенсируются. Входной сигнал второго синусно-косинусного вращающегося трансформатора 31 и отклонение первого входного штока механического блока суммирования 16 пропорциональны углу

arosmf0 4 -)

Iv2

который соответствует значению максимального угла наклона плоскости полупереворота к плоскости горизонта. Выходной сигнал умножителя 24, пропорциональный

значению sin ф, поступает на вход второго квадратора 28. Выходной сигнал второго квадратора 28, пропорциональный значению sin2 ip, изменив знак на минус при прохождении через первый инвертор 17 поступает на первый вход первого сумматора 11, на второй вход которого подается сигнал второго задатчика постоянного сигнала 20. Выходной сигнал первого сумматора 11, пропорциональный значению (1-sin2 ty), noступает на вход блока извлечения квадратного корня 29. Выходной сигнал блока извлечения квадратного корня 29, пропорциональный значению V1 - sin Гпоступа- ет на первый вход второго делителя 26,

делится на сигнал, пропорциональный значению перегрузки

i пу mln |

ПУР

Пу доп.

который подается на второй вход второго делителя 26 С третьего входа умножителя 24. Выходной сигнал второго делителя 26, пропорциональный значению выражения

УГ- )

через второй сумматор 12 подается на вход первого привода 32 и вызывает отклонение второго входного штока механического блока суммирования 16 и первого синусно-ко- смнусного преобразователя 30 до тех пор, пока выходной сигнал косинусоидальной обмотки первого синусно-косинусного преобразователя 30 не скомпенсирует во втором сумматоре 12 выходной сигнал второго делителя 26. В установившемся состоянии следящей системы выходной сигнал второго сумматора 12 равна нулю, а его входные сигналы

X. И COS О

Пу

взаимно компенсируются. Входной сигнал первого синусно-косинусного преобразователя 30 и отклонение второго входного штока шестого механического блока суммирования . 16 пропорциональны углу

5 arccos

VI -slrv A ny )

который соответствует значению потребного для реализации полупереворота угла между подъемной силой и перпендикуляром к плоскости полупереворота. Отклонение выходного штока механического блока суммирования 16, пропорциональное величине у - i/J + d вызывает изменение положения входного штока датчика угла поворота 34, на выходе которого электрический сигнал пропорционален у, который соответствует предельному значению угла крена самолета, допустимого из условия не столкновения с землей при выполнении полупереворота. При этом на вход второго поляризованного реле 9.поступает от первого сумматора 11 электрический сигнал, пропорциональный значению выражения

(1 - sin2 V).

В этом случае, если на момент начала маневра запас высоты достаточен для выполнения переворота, то будет иметь место выражение

sin vlHzJiHl 1 vv2

и выходной сигнал первого сумматора 11

отрицательного знака вызывает срабатывание второго поляризованного реле 9 таким образом, что сигнал задатчика постоянного сигнала 23, пропорциональный значению

180°, будет подаваться на выход вычислителя допустимого угла крена 5. Если запас высоты недостаточен для выполнения переворота, то sin p 1 и выходной сигнал первого сумматора 11 положителен 1 - sin2 i/ 0.

Он вызовет такое срабатывание второго поляризованного реле 9, что к выходу вычислителя допустимого угла крена 5 подключится выход датчика угла поворота 34. Таким образом, на выходе вычислителя

допустимого значения угла крена 5 формируется сигнал, пропорциональный предельному значению угла крена, допустимого из условия не столкновения с землей при выполнении полупереворотов. Положительный эффект определяется следующим образом. При выполнении переворота (пол- упереворота) происходит потеря высоты. Это приводит к необходимости запоминания летчиком границы высот, допустимых из условия

не столкновения с землей при выполнении переворота. В условиях ограниченного запаса высоты безопасное выполнение переворота исключено, но возможно выполнение полупереворота с углом наклона его ллоскости к плоскости горизонта, не превышающего некоторого значения ty. Полупереворот в плоскости, наклоненной к плоскости горизонта под углом гр, позволяет полнее использовать маневренные возможности

самолета, но для этого летчику требуется выдерживать вполне определенный угол крена самолета, не превышающий некоторого значения у. Основные параметры движения самолета при перевороте связаны

соотношением 3

дц 2Уср gnycp

(D

где VCp, ny Ср, АН- соответственно средняя скорость, средняя нормальная перегрузка и потеря высоты за время переворота.

Для уменьшения потери высоты переворот выполняют с максимально возможными перегрузками

55

n mln |

Пу ДОП

Пур

где Пу доп - максимально допустимая нормальная перегрузка, задаваемая либо по условиям прочности, либо по физиологическим возможностям летчика. При выполнении полупереворота 4 потеря высоты определяется по формуле

(2)

где д - угол между подъемной силой и перпендикуляром к плоскости полупереворота,

ty- угол наклона плоскости переворота к плоскости горизонта.

Условие выполнения полупереворота в одной плоскости А записывается в виде

Пу

cost/ cos о

(3)

Если к моменту начала выполнения полупереворота движение самолета установившееся, а в процессе маневра режим двигателя постоянен, то, согласно 4, скорость движения самолета и нормальная перегрузка в ходе полупереворота изменяются незначительно.

Таким образом, если к моменту начала выполнения полупереворота иметь информацию с максимально возможной из условия не столкновения с землей потере высоты АН, максимально возможной нормальной перегрузке пу, скорости полета V и угле д, то из (2) синус максимального значения угла наклона плоскости полупереворота равен :

,

После определения по формуле (5) из (3) уточняем потребное для реализации полупереворота в одной плоскости значение угла д

d-arccos (cgLtfJ {6)

или

VI - slnV ny I

(7)

Потребное значение угла крена, согласно 4, равно

у 1р + д

(8)

оно же является предельным значением угла крена самолета, допустимого из условия не столкновения с землей при выполнении полупереворота.

Формула изобретения

1.Устройство определения и индикации углов крена самолета, содержащее датчик уг5 ла крена и указатель, отличающееся тем, что, с целью повышения безопасности при выполнении полупереворота, в него введен вычислитель допустимого значени угла крена, а также датчики скорости располага0 емой перегрузки и высоты, выходы которых соединены соответственно с первым, вторым и третьим входами вычислителя допустимого значения угла крена, выход которого соединен со вторым входом ука5 зателя.

2.Устройство поп.1,отличающее- с я тем, что вычислитель допустимого значения угла крена выполнен в виде последовательно соединенных первого квадратора,

0 первого блока деления, первого блока умножения, первого сумматора и первого привода, первого задатчика постоянного сигнала, выход которого связан с вторым входом первого блока умножения, последовательно

5 соединенных второго задатчика постоянного сигнала, выход которого связан со вторым входом первого блока деления, второго сумматора, блока извлечения квадратного корня, второго блока деления, третьего сум0 матора и второго привода, первого и второго синусно-косинусных преобразователей, выходы которых связаны соответственно с вторыми входами первого и третьего сумматоров, последовательно соединенные вто5 рой квадратор, вход которого связан с выходом первого блока умножения, и первый инвертор, выход которого связан с вторым входом второго сумматора, последовательно соединен н ы х третьего за датчике постоя н но0 го сигнала, второго инвертора, четвертого сумматора и первого поляризованного реле, четвертый задатчик постоянного сигнала и пятый сумматор, выход которого связан о третьим входом первого блока умножения и

5 второго поляризованного реле, вход которого связан с выходом второго сумматора, а также пятого задатчика постоянного сигнала и последовательно соединенных механического блока суммирования и датчика угла

0 поворота, входы первого и второго синусно- косинусных преобразователей, а также первый и второй входы механического блока суммирования кинематически связаны с выходами соответственно первого и второ5 го приводов, выходы пятого задатчика постоянного сигнала и датчика угла поворота объединены через размыкающий контакт второго поляризованного реле и являются выходом вычислителя допустимого значения угла крена, третий вход первого блока

умножения, а также второй вход второго блока деления связаны через размыкающий контакт первого поляризованного реле с выходом третьего зэдатчика постоянного сигнала и через замыкающий контакт первого поляризованного реле соединены с вторым

входом четвертого сумматора, который является вторым входом вычислителя допустимого угла крена, первым и третьим входами которого являются соответственно вход первого квадратора и второй вход четвертого сумматора.

Предлагаемый индикатор углов крена относится к авиационной технике. Цель изобретения - повышение безопасности при выполнении полупереворота. Поставленная цель достигается тем, что в индикатор углов крена самолета, содержащий последовательно связанные датчик угла крена 1 и указатель 6, дополнительно введены датчик скорости 2, датчик располагаемой перегрузки 3, датчик высоты 4 и вычислитель допустимого значения угла крена 5, позволяющие повысить безопасность при выполнении полупереворота путем индикации летчику предельных значений углов крена, 1 з.п. ф-лы, 2 ил.