Устройство для определения угла наклона объекта Советский патент 1979 года по МПК G01C9/36 

Изобретение относится к области измеритель ной техники, и в. частности, к устройствам дл определения пространственного угла наклона объекта, например летательного аппарата. Известны указатели тангажа и крена, состой щий .из двух независимых одна от другой систем сооб щающихся сосудов, частично заполненных жидкостью, индицирующие элементы которых определяют положение летательного аппарата только в одной плоскости Щ. Недостатки этой конструкции состоят в том что каждая система сообщающих;ся сосудов позволяет определять положение объекта только в одной плоскости, демпфирование жидкости не эффективно. Разрешающая способность указателя тангажа и крана не высокая из-за малых размеров тщицирующих элементов, не предусмотрен отсчет величин крена, а осуществляется только его индикация. Известны авиагоризо1ггы гироскопического типа 2. Недостатками этих устройств являются слож ность в эксплуатации и техническом обслуживатши, необходимость в специальных источниках питания энергией, сложность конструкции. Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату к изобретению является устройство для определения пространственного угла наклона от О до 360, содержащее две концентрично расположенные сферы, частично заполненные жидкостью, и преобразователь угла наклона в электрическую величину 3. Целью изобретения является упрощение конструкции, повь1шение надежности и уменьшение габаритов, что позволяет использовать его в качестве аварийного (дублирующего) прибора на самолетах, в случае выхода из строя гироскопического авиагоризонта. Цель достигнута тем, что в предлагаемом устройстве, содержащем корпус, выполненный в виде сосуда, частично заполненного жидкостью и снабженного шкалой, нанесенной на его поверхности, сосуд выполнен в ви,де двух прозрачных концектрично расположенных полусфер, соединенных по вертикальному диаметру трубкой, причем, с целью снижения капиллярмого эффекта, разность радиусов полусфер 6 выбрана равной 0,05-3,0 мм, а радиус трубки (2-4) 5.

На фиг. 1 изображено устройство-авиагоризонт (вид спереди); на фиг. 2 - вид сбоку (разрез по вертикальной диаметральной плоскости); на фиг. 3 - вид сверху (разрез горизо1€тальной диаметральной плоскости), на фиг. 4 - работа авиагоризонта в пблете.

Устройство содержит две прозрачные шаровые полусферы 1 и 2 с радиусал й Шотвё ствен ijo R и г расположенные одна в другой и скрепленные между собой по диаметральным окружностям 3 так, что образован полусферический сосуд с внутренней полостью 5 R-г, два крайних отверстия его, находящиеся на одной вертикали -.нижнее 4 и верхнее 5 соединены между собой трубкой 6, внутренний радиус которой порядка (2-4) 5. Герметичный сосуд заполнен наполовину подкрашенной жидкостью 7, имеющей соответствующие физйко-техннческое параметры (коэффициент объемного расширения, температуру затвердевания, вязкость и т.д.), обеспечивающие работу авиагоризонта в условиях эксплуатации самолета. Расстояние 5 обеспечивает необходимое демпфирование жидкости и не допускает проявления капиллярного эффекта. Полусфера 2 с внутренней (вогнутой) CTOportbi окрашена в три Цветовых зоны и на ней нанесена шкала тангажа. Зона 8 окрашена в светло-коричневый цвет, по ее шкале 9 отсчщьшается угол тангажа на пикирование. Зона 10 окрашена в белый цвет и Располагается примерно от 2,5 на пикирование до 2,5° на кабрирование. Зона 11 окрашена в светло-голубой цвет, по ее щкапе 12 отсчитывается угол тангажа на кабрирование. Через середину пждлы тангажа по дуге большой бйружности в вертикальной плоскости нанесена визирная линия 13 для удобства считывания показаний. В диаметральной плоскости полусфер, с наружной стороны сосуда, укреплена, шкала кренов 14 с визирными треугольными отметками 15. Шкаль авиагоризонта по углам крена и тангажа равномерные - в силу конструкции прибора (сфера постоянной кривизны). Линия уровня жидкости четкая. Отсчет показаний однозначный. Демпфирование всего объема жадкости в сосуде позволяет отсчИть вать показания фактического положения самолета в йробтрйгбтве. Прибор устанавливается на самолёте так, что ось полусферического сосуда совпадает с направлением продольной оси самолета, а выпуклость его обрШШЙ Г пШ10там. При нахождении самолета в горизонте и нормальной температуре () уровень жидкости 7 устанавливается в середине зоны Ш и отмечается визирными треугольИыми отмет705254

ками 15. Нахождение уровня жидкости в зоне 10 говорит о нормальном положении. самол.ета. При движении самолета с углом тангажа (крен равен нулю) уровень жидкости совершает кажущееся движение по шкале тангажа. Угол тангажа на пикирование или кабрирование определяется в точке пересечения визирной линии 13 с линией уровня жидкости.

При движении самолета с углом крена (тангаж равен нулю) линия уровня жидкости проходит через зону 10 в центре и пересекает шкалу 15, по которой отсчитб1вается величина крена (правого или левого). При выполнении самолетом различных эволюции уровень жидкости одновременйЬ совершает кажущееся движение по окр жностям. шкал кренов и тангажа.

Эффект изобретения /в повышении безопасности полетов, особенно при пилотировании самолетов и вертолетов в сложных метеорологических условиях при появлении факторов, могущих ска: аться на работе известных авиагоризонтов; нарушение работы или отказ источников питания, неисправность коррекции, поломка прибора, нарушение работы дистанционных передач, неправильное пользование прибором в полете и т.д. Полная автономность работы авиагоризонта, простота, надежность конструкции, незначительное влияние эксплуатационно-конструктивных факторов позволяют рассматривать предложенный авиагоризонт на борту самолета как резервный и сравнивать показания других авиагоризонтов, (горископического типа) с его показаниями.

Формулаизобретения

1.Устройство для определения угла наклона объекта, содержащее корпус, выполненный в виде сосуда, частично заполненного жидкостью и снабженного щкалой, нанесенной на его поверхности, отличающееся тем, что, с целью упрощения конструкции, повышения надежности и уменьщения габаритов, сосуд выполнен в биде Двух прозрачньк концёнтрично расположенных полусфер, соединенных по вертикальному диаметру трубкой.

2.Устройство по п. 1, о.т л и ч а ю щ е е с й- тем, что, с целью снижения капиллярного эффекта, разность радиусов полусфер | 5 выбрана равной 0,05-3,0 мм, а радиус трубки - (2-4) 6;

Источники информации, принятые во внимание при экспертизе

1.Патент ФРГ N 878866, кл. 42 с 25/01, опубдик. 1949.

2.Д. С. Пельпар Гироскопические приборы

и автопилоты. Машиностроение 1964, с. 199201..,

3.Авторское свидетельство СССР N 459668, кд..О 01 С 9/36. 1972 (поототип).