УСТРОЙСТВО ДЛЯ ОГРАНИЧЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ ДВИЖЕНИЯ САМОЛЕТА Советский патент 1994 года по МПК B64C13/18 

Изобретение относится к системам управления самолетом.

Известно устройство для ограничения параметров движения самолета, содержащее датчики углов атаки, расположенные в каждом крыле самолета, задатчик критического угла атаки, блок формирования команд, включающий вычитающий элемент, и последовательно соединенные схему сравнения и усилительно-преобразующее устройство, причем выходы датчиков угла атаки подключены к входам схемы сравнения и входам вычитающего элемента, и выход задатчика критического угла атаки соединен с входом схемы сравнения.

Известно также устройство для предотвращения выхода самолета на критический угол атаки, содержащее датчик угла атаки, датчик угловой скорости рыскания, задатчики критического угла атаки и критической угловой скорости рыскания, блок сравнения и блок формирования команд на отклонение органов управления самолетом.

Однако эти устройства не обеспечивают полного использования маневренных свойств самолета и могут допустить зарождение штопора самолета.

Цель изобретения - увеличение возможности более полного использования маневренных свойств самолета с одновременным предотвращением входа самолета в штопор.

Это достигается тем, что в устройство введен датчик угла скольжения, и блок формирования команд содержит сумматор и логическое устройство, включенное между схемой сравнения и усилительно-преобразующим устройством, другие входы логического устройства соединены с выходами датчика угла скольжения, сумматора вычитающего элемента, задатчика критического угла атаки, входы сумматора подключены к выходам датчиков углов атаки.

На чертеже представлена блок-схема предлагаемого устройства.

Схема содержит датчики 1,2 углов атаки, расположенные в каждом крыле самолета, датчик 3 угла скольжения, блок 4 формирования команд, сумматор 5, вычитающий элемент 6, задатчик 7 критического угла атаки, схему 8 сравнения, логическое устройство 9, усилительно-преобразующее устройство 10, сигналы на отключение руля высоты U_δв, руля направления U_δн, элеронов U_δэ.

Выходы датчиков 1,2 угла атаки подключены к входам сумматора 5, вычитающего элемента 6, схемы 8 сравнения, входы логического устройства 9 подключены к выходам сумматора 5, вычитающего элемента 6, задатчика 7, схемы 8 сравнения, датчика 3 угла скольжения, входы усилительно-преобразующего устройства 10 соединены с выходами логического устройства 9, выход задатчика 7 соединен с входом схемы 8 сравнения.

Устройство работает следующим образом.

Сумматор 5 формирует сигнал, пропорциональный значению угла атаки при отсутствии скольжения и при нулевой скорости крена самолета, в соответствии с зависимостью
α^β=0,ωx⁼⁰= (α_I+α_II) , (1) где α - угол атаки самолета;
α_I - сигнал датчика угла атаки, расположенного на одном крыле;
α_II - сигнал датчика угла атаки, расположенном на другом крыле;
β - угол скольжения;
ω_x - скорость крена самолета.

Вычитающий элемент 6 формирует сигнал, пропорциональный приращению угла атаки за счет наличия угла скольжения и скорости крена, в соответствии с зависимостью
Δα^β,ωx= (α_I+α_II) , (2)
Логическое устройство 9 формирует сигнал приращения угла атаки только за счет угловой скорости крена в соответствии с зависимостью
Δα^ωx= Δα^β,ωx-Δα^β , (3) где Δα^β - сигнал датчика 3 угла скольжения, пропорциональный приращению угла атаки только за счет наличия угла скольжения и получаемый путем соответствующего масштабирования сигнала с датчика угла скольжения.

При совпадении сигнала критического угла атаки, задаваемого задатчиком 7, с сигналом любого из датчиков 1 или 2 угла атаки схема 8 сравнения выдает сигнал в логическое устройство 9. При поступлении этого сигнала (что указывает на наличие предельного режима полета по углу атаки) в логическом устройстве 9 происходит последовательное сравнение выходного сигнала сумматора 5 с сигналом задатчика 7 и сигнала Δα^ωx с сигналом датчика 3 угла скольжения.

При совпадении сигнала α^β=0,ωx⁼⁰ с сигналом задатчика 7 формируется команда на отключение только руля высоты U_δв. При их несовпадении и в случае, когда Δα^β>Δα^ωx , формируется команда на отклонение только руля направления U_δн, а в случае, когда Δα^β<Δα^ωx , формируется сигнал на отклонение только элеронов U_δэ, когда Δα^β= Δα^ωx , то формируются сигналы на отклонение рулей направления и элеронов (U_δн и U_δэ). Усилительно-преобразующее устройство преобразует эти сигналы и выдает команды на отклонение управляющих органов самолета.

УСТРОЙСТВО ДЛЯ ОГРАНИЧЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ ДВИЖЕНИЯ САМОЛЕТА, содержащее датчики углов атаки, расположенные в каждом крыле самолета, задатчик критического угла атаки, блок формирования команд, включающий вычитающий элемент и последовательно соединенные схему сравнения и усилительно-преобразующее устройство, причем выходы датчиков углов атаки подключены к входам схемы сравнения и входам вычитающего элемента, и выход задатчика критического угла атаки соединен с входом схемы сравнения, отличающееся тем, что, с целью увеличения маневренности самолета с одновременным предотвращением входа самолета в штопор, в него введен датчик угла скольжения, и блок формирования команд содержит сумматор и логическое устройство, включенное между схемой сравнения и усилительно-преобразующим устройством, другие входы логического устройства соединены с выходами датчика угла скольжения, сумматор вычитающего элемента, задатчика критического угла атаки, входы сумматора подключены к выходам датчиков угла атаки.