АНАЛОГОВОЕ УСТРОЙСТВО ДЛЯ МОДЕЛИРОВАНИЯ ВЗЛЕТАСАМОЛЕТА Советский патент 1969 года по МПК G06G7/72 

При разработке известных имитаторов взлета летательных аппаратов делаются различные упрощения математического описания процесса, что приводит к снижению точности моделирования, особенно при воспроизведении конечкой стадии взлета, т. е. непосредственно в момент отрыва.

Предлагаемое устройство обеспечивает точное воспроизведение изменения угла атаки и тангажа в момент отрыва благодаря применению логических схем в трех контурах моделирования угла ата.ки, угла тангажа и скорости изменения угла тангажа.

Схе.ма устройства показана на чертеже.

В контуре имеется операционный усил тель J для вычисления угла атаки а с входными резисторами 2-5, конденсатором обратной связи 6 и контактом 7 входного переключателя. Кроме этого, в устройстве содержатся схемы 8-W для логического суммирования двоичных сигналов 01, 02, 03, 04, операционный усилитель }1 для вычисления угловой скорости тангажа ы самолета, внешние цепи которого образованы резисторами 12 и 13, конденсатором 14, диодом /5 и контактами 16 и 17. Угол тангажа & вычисляется с помощью следящей системы с прямой ветвью 18 и внещней схемой, состоящей из тахогенератора 19, потенциометра 20, привода 2/, резисторов 22-25 и контакта 26. В усилителе-компараторе 27

возникает сигнал 04, который равен единице при отрицательной полярности напряжения бо, пропорционального выражению а-со, , из которого формируется напряжение, пропорциональное производной а угла а, и который равен нулю при положительной полярности напряжения U-2.

Мулевое положение контактов, показанное на чертеже, соответстзует нулевоГ величине управляющих сигналов. един1 чное - управляющему сигналу, равному единице.

Контакт 7 переключения управляется сигналом из логического контура собирательной схемы 8. контакты /6 и 26 управляются сигналом 06 от собирательной схемы 9. а отключающий контакт 17 управляется сигналом 07 от собирательной схе},Ы W.

Угол атаки а вычисляется из уравнения

a I/j7.d/-bV,e.

При сигнале входное напряжение умножается на усилителе на постоянный коэффнциент напряжения, пропорционального углу О. Постоянная времени обратной связи пренебрежимо мала ио сравнению ео скоростью изменения угла 0. При сигнале05- 1, операционный хсилитель переходит в режим интегратора, интегрирующего напряжение Ui+L., проиорциокальное скорости измененлета, согласно уравнению

и

- 1

f/3--f

Кг

о

В котором бз (/о) обозначает нанряжение И, р момент /U нереключения .контакта 7. Нанряжслие Ui снимается с выхода онсрационного усилителя, служащего для вычисления угловой скорости тангажа со , а напряжение U - с подвижного контакта потенциометра 20.

Режим операционного усилителя, служащего для вычисления напряжения U-,, пропорционального угловой скорости тангажа to самолета, управляется переключающим контактом 16, управляемым сигналом 06 и отключающим контактом 17, управляемым сигналом 07. При сигнале 06 6 /1 0) 0, так как входное напряжение t/,-, отключено, и резистор 13 включен параллельно конденсатору 14 обратной СВЯЗИ: При сигналах и 07 0 усилитель и-нтегрирует яапряжение V, однако его выходное напряжение пропорциональное сог, может принимать только положительные значения, благодаря включению диода 15 параллельно конденсатору 14. При сигналах 06 1 и 07 1 диод 15 отключается и интегрирование производится по всему диапазону значений Ll.

Режим следящей системы для вычисления гла тангажа самолета управляется контактом 26, управляемым двоичным сигналом 06. При сигнале контур выполняет функции следящего регулятора и при этом сохраняет на выходе угол фоо, пропорциональный углу фо самолета, опирающегося на все «олеса. Вследствие этого на подвижном контакте потенциометра 20 обратной связи возникает напряжение, пропорциональное углу фо. При сигнале коитур выполняет функции скоростного привода с обратной связью по скорости, осуществляемой через тахогенератор 19 и резистор 23. При этом сервомеханизм интегрирует напряжение UQ, пропорциональное скорости изменения угла тангажа, причем интегрирование начинается с начальных значений ,

ф20, фоПри нулевой высоте самолета над местностью (самолет находится на ) сигнал 01 имеет нулевую величину, а при высоте, больщей нуля, он принимает значение единицы. Сигнал 02 имеет нулевую величину, когда скорость самолета меньще наперед заданной скорости, начиная с которой самолет может измелять угол тангажа f}. Сигнал 03 имеет нулевую величину при угле тангажа, мельще заданного, соответствующего положению самолета, опирающегося всеми колесами на плоскость. Сигнал 04 вырабатывается в усилителе компараторе 27 та.ким образом, что его значение, равное единице, соответствует отрицательной полярности напряжения U. Величина 04 определяет возможность взлета самолета, так как положительное напряжение L/2 соответствует преобладанию подъемной силы самолета над его весом.

Процесс вычислений при .моделировании взлета еамолета происходит следуюи им образом.

При разбеге самолета, прежде, чем он достигнет заданной скорости отрыва, угол тангажа равен начальному, а угловая скорость тангажа равна нулю, и угол атаки ao По достижении скорости отрыва начинается интегрирование сигналов, пропорциональных угловой скорости и ускорению тангажа, но угловая скорость тангажа может принимать лищь положительные значения, пока угол тангажа не

превысит начального значения. После чего напряжение, пропорциональное величине угловой скорости тангажа, может иметь любую полярность. После этого подъемная сила са.молета становится больще его веса, сигнал 05 становится равным единице, происходит переключение конта.кта 7, и начинается интегрирование напряжения, пропорционального .производной а. Этим обеспечиваются условия моделирования взлета самолета.

Предмет изобретения

Аналоговое устройство для моделирования

Бэлета самолета, содержащее операционные усилители с переключаемыми посредством управляющих реле внещними цепями и следящую систему по скорости, образующие три контура для формирования напряжений, пропорциональных углу атаки, угловой скорости и угла тангажа самолета, отличающееся тем, что, с целью упрощения устройства, оно содержит четыре реле с переключающимися контактами и три управляющие собирательные схемы, обмотка управления первого реле подключена к первой собирательной схеме, один вход которой связан через релейный элемент с исТОЧ1ПИ.КОМ напряжения, пропорционального разности скоростей изменения угла атаки и

тангажа, а другой через релейный эле.мент - с источником напряжения, пропорционального высоте полета, .причем указанный релейный элемент связан со входами двух других еобирательпых схем, сеточная цепь усилителя канала угла атаки через контакты первого ре«те связана либо с источником напряжения, пропорционального скорости изменения угла атаки, либо с выходом следящей системы угла тангажа и с резистором обратной связи этого

усилителя; в сеточную цепь усилителя-формирователя напряжения, пропорционального угловой скорости тацгажа, включены контакты второго и третьего реле так, что первый из них в одном положении связан с источником напряжения, пропорционального угловому ускорению продольного поворота самолета, а в другом - с резистором обратной связи, подключаемы.м параллельно интегрирующему конденсатору; контакт третьего реле служит

ного параллельно интегрирующему конденсатору, при этом обмотка третьего реле соединена с третьей собирательной схемой, второй вход которой связан через релейный элемент с источликом напряжения, пропорционального разности текущего и заданного значений угла тангажа, обмотки второго и четвертого реле соединены с выходом второй собирательной схемы, второй вход .которой через релейный элемент подключен к источнику напряжения.

пронорционалыюго разности текущего и зйданного значения скоростей самолета; контакты четвертого реле в одном положении связаны с резистором обратной связи по иоложению следящей системы и через второй резистор - с источником входного напряжения, пропорционального текущему значению угла тангажа, а во втором - только с источником напряжения, пропорционального скорости изменения тангажа.

г

01

0203

.