УСТРОЙСТВО ДЛЯ ОГРАНИЧЕНИЯ УГЛА АТАКИ САМОЛЕТА Советский патент 1994 года по МПК B64C13/18 

Изобретение относится к системам управления самолетом.

Известно устройство для ограничения угла атаки самолета, содержащее датчик угла атаки, задатчик критического угла атаки, соединенные своими выходами с входами блока формирования команд.

Известно также устройство для ограничения угла атаки самолета, содержащее датчики углов атаки, расположенные в каждом крыле самолета, задатчик критического угла атаки, блок формирования команд, включающий последовательно соединенные схему сравнения и усилительно-преобразующее устройство, причем выходы датчиков углов атаки и задатчика критического угла атаки подключены к воду схемы сравнения блока формирования команд.

Однако эти устройства не обеспечивают достаточной точности ограничения угла атаки, так как критическое значение угла атаки в них устанавливают неизменным.

Цель изобретения состоит в устранении указанного недостаткам, в увеличении точности ограничения угла атаки за счет коррекции критического значения угла атаки.

Это достигается тем, что в блок формирования команд введен вычитающий элемент, входы которого соединены с выходами датчиков углов атаки и его выход подключен к одному из входов схемы сравнения.

На чертеже представлена блок-схема предлагаемого устройства.

Схема содержит датчики 1,2 углов атаки, расположенные в каждом крыле самолета, задатчик 3 критического угла атаки, блок 4 формирования команд, включающий схему сравнения 5, усилительно-преобразующее устройство 6, вычитающий элемент 7.

Выходы датчиков углов атаки 1,2 подключены к входам вычитающего элемента 7 и входам схемы сравнения 5, выход задатчика 3 подключен к входу схемы сравнения 5, выход которой соединен с входом усилительно-преобразующего устройства 6, выход вычитающего элемента 7 подключен к одному из входов схемы сравнения 5.

Устройство работает следующим образом.

Измеренные значения углов атаки датчиками 1,2 сравниваются с помощью схемы сравнения 5 с заданным критическим углом атаки, формируемым задатчиком 3. При равенстве угла атаки, измеренного любым из датчиков угла атаки, его критическому значению, схема сравнения 5 выдает сигнал в усилительно-преобразующее устройство 6, которое выдает сигнал на отклонение органа управления самолета, предотвращающего выход самолета за допустимый угол атаки.

Одновременно вычитающий элемент 7 формирует разность сигналов датчиков углов атаки в соответствии с зависимостью
Δα^β,ωx= (α_I-α_II), (1) где Δα^β,ωx - приращение угла атаки, обусловленное влиянием угла скольжения β и угловой скорости крена ω_x;
α_I, α_II - значения углов атаки, измеренные датчиками углов атаки на левом и правом крыльях самолета.

Сигнал вычитающего элемента 7 поступает в схему сравнения 5, где формируется поправка и заданному критическому значению угла атаки в соответствии с зависимостью
α_кр^т= α_кр^зад-| Δα^β,ωx| (2) где α_кр^т - уточненное значение критического угла атаки;
α_кр^зад - заданное значение критического угла атаки с помощью задатчика 3;
| Δα^β,ωx| - абсолютное значение, приращение угла атаки, выделенное в схеме сравнения 5.

Значение заданного критического угла атаки, таким образом, корректируется. (56) Вопросы обеспечения безопасности полета и надежности управления, ВНИ, ЦАГИ, N 453, 1974.

Патент США N 2584298, кл. 244-78, 1952.

УСТРОЙСТВО ДЛЯ ОГРАНИЧЕНИЯ УГЛА АТАКИ САМОЛЕТА, содержащее датчики углов атаки, расположенные в каждом крыле самолета, задатчики критического угла атаки, блок формирования команд, включающий последовательно соединенные схему сравнения и усилительно-преобразующее устройство, причем выходы датчиков углов атаки, и задатчики критического угла атаки подключены к входу схемы сравнения блока формирования команд, отличающееся тем, что, с целью повышения точности ограничения угла атаки за счет коррекции критического значения угла атаки, блок формирования команд содержит вычитающий элемент, входы которого соединены с выходами датчиков углов атаки, и его выход подключен к одному из входов схемы сравнения.