устройство для ограничения угла атаки самолета

Формула изобретения

Устройство для ограничения угла атаки самолета, содержащее датчик угла атаки, датчик текущего положения закрылков, датчик числа М, датчик механизации крыла, датчик угла стреловидности, датчик вариантов загрузки, датчик вариантов внешней подвески, блок формирования истинного угла атаки, блок формирования предельно допустимого угла атаки, дифференцирующий блок, сумматор, блок сравнения, блок сигнализации, блок индикации, при этом выходы датчика текущего положения закрылков, датчика угла стреловидности и датчика числа М соединены соответственно со вторым, третьим и четвертым входами блока формирования истинного угла атаки, выходы датчиков числа М, механизации крыла, угла стреловидности, вариантов загрузки, вариантов внешней подвески соединены соответственно с первым, вторым, третьим, четвертым и пятым входами блока формирования предельно допустимого угла атаки, выход которого соединен с первым входом блока индикации и первым входом блока сравнения, выход которого соединен с входом блока сигнализации, а выход блока формирования истинного угла атаки соединен со вторым входом блока индикации и первым входом сумматора, выход которого соединен с вторым входом блока сравнения, отличающееся тем, что в него дополнительно введены датчик статического давления, фильтр нижних частот, задатчик коэффициента упреждения, множительное устройство, причем фильтр нижних частот включен между датчиком угла атаки и первым входом блока формирования истинного угла атаки, датчик числа М дополнительно соединен со вторым входом фильтра нижних частот и с первым входом задатчика коэффициента упреждения, а датчик статического давления подключен к третьему входу фильтра нижних частот и второму входу задатчика коэффициента упреждения, выход которого соединен со вторым входом множительного устройства, первый вход которого соединен с выходом дифференцирующего блока, а выход - со вторым входом сумматора.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к системам управления самолетом и может найти применение при конструировании систем, позволяющих ограничивать пилотажные параметры самолета при достижении ими предельно допустимых значений для обеспечения безопасности пилотирования.

Статистические данные летных происшествий показывают, что большинство их происходит по вине летного состава, диспетчеров и обслуживающего персонала при исправной авиационной технике. Это требует установки на борту технических средств, обеспечивающих экипаж информацией о приближении к предельно допустимым значениям параметров полета. Сформированные в этих технических средствах сигналы предельно допустимых параметров полета сравниваются с их текущими значениями и, в зависимости от величины разности между ними и скорости ее изменения, вырабатываются предупреждающие сигналы, являющиеся для экипажа и системы автоматического управления командой для принятия корректирующих действий по предотвращению выхода на критический режим полета.

На большинстве современных самолетов и вертолетов устанавливаются системы ограничительных сигналов типа СОС и системы предупреждения критических режимов полета типа СПКР.

Зависимость ограничений по пилотажным параметрам от условий и режимов полета, конструктивных и аэродинамических характеристик летательных аппаратов оценивается системой уравнений:

_доп=f(M, m, Н, , _z, n_у, _i...),

V_доп=f(M, m, _i, Н, _z, , n_у...),

n_{у доп}=f(M, m, _i, , ...),

Н_доп=f(m, V, _i, V_y...),

Х_доп=f _n(M, m, _i, , , _z, H, V_y...),

где _доп, V_доп, n_{у доп}, Н _доп, Х_доп - предельно допустимые значения угла атаки, воздушной скорости, нормальной перегрузки, высоты и других параметров Х полета, М - число Маха, m - масса ЛА, - угол скольжения, _z - угловая скорость ЛА относительно оси z, _i - конструктивный параметр механизации, V _y - вертикальная скорость. На процесс пилотирования накладывается большое число ограничений по пилотажным параметрам, взаимосвязанным между собой через аэродинамическую компоновку и режим полета. Эти ограничения определяют разрешенную область эксплуатации ЛА, изменяющую свои границы в процессе полета [1].

Известна также система ограничительных сигналов СОС-5 серия 1, выпускаемая серийно на ОАО "Электроприбор" г.Воронеж. [2], принятая за прототип.

Система СОС-5 серия 1 (фиг.1) содержит датчик угла атаки 1, датчик текущего положения закрылков 2, датчик числа М 3, датчик механизации крыла 4, датчик угла стреловидности 5, датчик вариантов весовой загрузки 6, датчик вариантов внешней подвески 7, блок формирования истинного угла атаки 8, блок формирования предельно допустимого угла атаки 9, дифференцирующий блок 10, сумматор 11, блок сравнения 12, блок сигнализации 13, блок индикации 14, при этом выходы датчика угла атаки 1 и датчика текущего положения закрылков 2 соединены соответственно с первым и вторым входами блока формирования истинного угла атаки 8, выходы датчиков числа М 3, механизации крыла 4, угла стреловидности 5, вариантов весовой загрузки 6, вариантов внешней подвески 7 соединены соответственно с первым, вторым, третьим, четвертым и пятым входами блока формирования предельно допустимого угла атаки 9, выход которого соединен с первым входом блока индикации 14 и первым входом блока сравнения 12, выход которого соединен со входом блока сигнализации 13, а выход блока формирования истинного угла атаки 8 соединен со вторым входом блока индикации, с выходом дифференцирующего блока и первым входом сумматора 11, второй вход которого соединен с выходом дифференцирующего блока 10, а выход сумматора соединен со вторым входом блока сравнения.

Система ограничительных сигналов СОС-5 серия 1 работает следующим образом.

Сигналы с датчиков угла атаки 1, текущего положения закрылков 2, числа М 3 стреловидности крыла 4 поступают соответственно на первый, второй, третий и четвертый входы блока формирования истинного угла атаки 8.

В зависимости от текущего положения закрылков _закр, угла стреловидности крыла и числа М блок 8 формирования истинного угла атаки формирует сигнал в соответствии с зависимостями при _закр= _{закр.пор}; ( _{закр.пор}=const) и = _нач - взлетный и посадочный режимы при начальной стреловидности крыла:

при _{закр закр.пор} и = _пром - взлетный и посадочные режимы при промежуточной стреловидности крыла:

при _закр< _{закр.пор} и = _пром - полетный (крейсерский) режим при промежуточной стреловидности крыла:

при _закр< _{закр.пор} и = _макс, числе М 1, что соответствует полетному (крейсерскому) режиму при максимальной стреловидности крыла:

где , , - коэффициенты передачи по углу атаки при стреловидности крыла _нач, _пром, _макс соответственно;

_н1, _н2, _н3 - поправка по углу атаки при стреловидности _нач, _пром, _макс соответственно;

_закр - положение закрылков (град);

- коэффициент передачи по положению закрылков;

_м - местный угол атаки (град);

М - текущее значение числа М;

- коэффициент передачи по числу М.

Сформированный сигнал _{ист тек} подается на блок 14 индикации, на входы дифференцирующего блока 10 и сумматора 11.

Сигналы с датчиков 3÷7 числа М, положения механизации крыла, стреловидности крыла, вариантов весовой загрузки и вариантов внешней подвески соответственно поступают на соответствующие входы блока 9 формирования предельно допустимых значений угла атаки.

Сигнал предельно допустимого значения угла атаки с блока 9 поступает на блок 14 индикации и на первый вход элемента 12 сравнения. На второй вход элемента сравнения подается сигнал с выхода сумматора 11.

В элементе 12 сравнения происходит сравнение предельно допустимых значений угла атаки с текущим значением. При приближении текущего угла атаки к предельно допустимому элемент 12 сравнения выдает сигнал, который поступает в блок 13 сигнализации. Включение предупреждающей сигнализации осуществляется с учетом скорости изменения угла атаки, что достигается с помощью дифференцирующего блока 10 и сумматора 11.

Недостатком известного устройства является то, что в сигнале с датчика угла атаки имеется низкочастотная шумовая составляющая, обусловленная колебаниями флюгерного чувствительного элемента на собственной частоте, которая после дифференцирования и сложения с текущим значением угла атаки приводит к большим ошибкам в формировании сигнала предупредительной сигнализации.

Задачей изобретения является создание системы ограничительных сигналов, обеспечивающей повышение безопасности пилотирование ЛА.

Технический результат выражается в повышении точности определения текущего угла атаки ЛА и соответственно формирования предупредительного сигнала по углу атаки.

Это достигается тем, что в известное устройство ограничения угла атаки самолета дополнительно введены датчик статического давления, фильтр нижних частот, задатчик коэффициента упреждения, множительное устройство, причем фильтр нижних частот включен между датчиком угла атаки и первым входом блока формирования истинного угла атаки, датчик числа М дополнительно соединен со вторым входом фильтра нижних частот и с первым входом задатчика коэффициента упреждения, а датчик статического давления подключен к третьему входу фильтра нижних частот и второму входу задатчика коэффициента упреждения, выход которого соединен со вторым входом множительного устройства, включенного в цепь между дифференцирующем блоком и сумматором.

Известно, что частота собственных колебаний флюгерного чувствительного элемента является функцией скоростного напора, который, в свою очередь, однозначно определяется через число Маха и статическое давление [3].

- собственная частота колебаний флюгерного чувствительного элемента,

где С - коэффициент жесткости флюгера в потоке;

J - момент инерции флюгера относительно оси вращения;

- коэффициент подъемной силы;

S_ф - площадь флюгарки;

L_ф - расстояние от оси вращения до фокуса флюгарки;

q=0.7·Р_H·М ² - скоростной напор;

P_н - статическое давление невозмущенного воздушного потока;

М - число Маха.

Использование в заявляемом устройстве фильтра нижних частот обеспечивает необходимое затухание резонансного пика АЧХ флюгерного чувствительного элемента, причем частота среза, определяющая постоянные времени фильтра, является функцией числа М и статического давления.

Для обеспечения заданного упреждения в формировании предупредительной сигнализации и компенсации запаздывания, вносимого фильтром нижних частот на динамических режимах, в известное устройство введен задатчик коэффициента упреждения. Величина коэффициента упреждения которого равна сумме величин заданного упреждения и запаздывания, вносимого фильтром, и является функцией числа М и статического давления и определяется выражением:

К _упр=К_{упр зад} + К_зап=f(M, Р_H ),

где К_{упр зад} - заданное упреждение,

К_зап - запаздывание, вносимое фильтром.

На фиг.1 представлена схема устройства для ограничения угла атаки самолета (прототип).

На фиг.2 представлена схема заявляемого устройства для ограничения угла атаки самолета.

Представленное на фиг.1 устройство ограничения угла атаки самолета, являющееся прототипом заявляемого технического решения, содержит датчик угла атаки 1, датчик текущего положения закрылков 2, датчик числа М 3, датчик механизации крыла 4, датчик угла стреловидности 5, датчик вариантов весовой загрузки 6, датчик вариантов внешней подвески 7, блок формирования истинного угла атаки 8, блок формирования предельно допустимого угла атаки 9, дифференцирующий блок 10, сумматор 11, блок сравнения 12, блок сигнализации 13, блок индикации 14.

Заявляемое устройство, представленное на фиг.2, включает в себя датчик угла атаки 1, датчик текущего положения закрылков 2, датчик числа М 3, датчик механизации крыла 4, датчик угла стреловидности 5, датчик вариантов весовой загрузки 6, датчик вариантов внешней подвески 7, блок формирования истинного угла атаки 8, блок формирования предельно допустимого угла атаки 9, дифференцирующий блок 10, сумматор 11, блок сравнения 12, блок сигнализации 13, блок индикации 14 датчик статического давления 15, фильтр нижних частот 16, задатчик коэффициента упреждения 17 и множительное устройство 18, при этом выходы датчика угла атаки 1 и датчика текущего положения закрылков 2 соединены соответственно с первым и вторым входами блока формирования истинного угла атаки 8, выходы датчиков числа М 3, механизации крыла 4, угла стреловидности 5, вариантов весовой загрузки 6, вариантов внешней подвески 7 соединены соответственно с первым, вторым, третьим, четвертым и пятым входами блока формирования предельно допустимого угла атаки 9, выход которого соединен с первым входом блока индикации 14 и первым входом блока сравнения 12, выход которого соединен со входом блока сигнализации 13, а выход блока формирования истинного угла атаки 8 соединен со вторым входом блока индикации, с выходом дифференцирующего блока и первым входом сумматора 11, второй вход которого соединен с выходом дифференцирующего блока 10, а выход сумматора соединен со вторым входом блока сравнения, причем фильтр нижних частот 16 включен между датчиком угла атаки 1 и первым входом блока формирования истинного угла атаки 8, а датчик числа М 3 дополнительно соединен со вторым входом фильтра нижних частот 16 и первым входом задатчика коэффициента упреждения 17, датчик статического давления 15 соединен с третьим входом фильтра и вторым входом задатчика коэффициента упреждения, выход которого соединен со вторым входом множительного устройства 18, включенного между дифференцирующим блоком 10 и вторым входом сумматором 11.

Заявляемое устройство для ограничения угла атаки самолета работает следующим образом. Сигналы с датчиков угла атаки 1, числа М 3, статического давления 15 поступают на вход блока фильтра нижних частот 16. После фильтрации с частотой среза f_c=f(M, Р_H) сигнал с блока фильтра нижних частот 16, а также сигналы с датчиков текущего положения закрылков 2, числа М 3, стреловидности крыла 5 поступают соответственно на первый, второй, третий и четвертый входы блока формирования истинного угла атаки 8.

В зависимости от текущего положения закрылков _закр, угла стреловидности крыла и числа М блок 8 формирования истинного угла атаки формирует сигнал в соответствии с зависимостями при _закр= _{закр.пор}; ( _{закр.пор}=const) и = _нач - взлетный и посадочный режимы при начальной стреловидности крыла:

при _{закр закр.пор} и = _пром - взлетный и посадочные режимы при промежуточной стреловидности крыла:

при _закр< _{закр.пор} и = _пром - полетный (крейсерский) режим при промежуточной стреловидности крыла:

при _закр< _{закр.пор} и = _макс, числе М 1, что соответствует полетному (крейсерскому) режиму при максимальной стреловидности крыла:

где , , - коэффициенты передачи по углу атаки при стреловидности крыла _нач, _пром, _макс соответственно;

_н1, _н2, _н3 - поправка по углу атаки при стреловидности _нач, _пром, _макс соответственно;

_закр - положение закрылков (град);

- коэффициент передачи по положению закрылков;

_м - местный угол атаки (град);

М - текущее значение числа М;

- коэффициент передачи по числу М.

Сформированный сигнал _{ист тек} подается на блок 14 индикации, на вход дифференцирующего блока 10 и первый вход сумматора 11. Сигнал с дифференцирующего блока подается на первый вход множительного устройства 18, на второй вход которого подается сигнал с задатчика коэффициента упреждения 17. Сигнал с выхода множительного устройства поступает на второй вход сумматора 11.

Одновременно сигналы с датчиков 3÷7 числа М, положения механизации крыла, стреловидности крыла, вариантов весовой загрузки, и вариантов внешней подвески соответственно поступают на соответствующие входы блока 9 формирования предельно допустимых значений угла атаки.

Сигнал предельно допустимого значения угла атаки с блока 9 поступает на блок 14 индикации и на первый вход элемента 12 сравнения. На второй вход элемента сравнения подается сигнал с выхода сумматора 11.

В элементе 12 сравнения происходит сравнение предельно допустимых значений угла атаки с текущим значением. При приближении текущего угла атаки к предельно допустимому элемент 12 сравнения выдает сигнал, который поступает в блок 13 сигнализации. Включение предупреждающей сигнализации осуществляется с учетом скорости изменения угла атаки и значения коэффициента упреждения, что достигается с помощью дифференцирующего блока 10, задатчика коэффициента упреждения 17 и сумматора 11, причем закон выдачи предупреждающей сигнализации имеет следующий вид:

где К_упр=К_{упр зад}+К _зап=f (М, Р_Н) - коэффициент упреждения, величина которого равна сумме величин заданного упреждения (К_{упр зад}) и запаздывания (К_зап), вносимого фильтром нижних частот 16 в сигнал текущего значения угла атаки, и является функцией числа М и статического давления. Частота среза фильтра нижних частот определяется как

_ср= ₀- =f(P_H, М),

где ₀ - собственная частота колебаний флюгерного чувствительного элемента,

- сдвиг по частоте, обеспечивающий необходимое затухание резонансного пика АЧХ.

Постоянные времени фильтра определяются заданной частотой среза _ср, следовательно, запаздывание, вносимое фильтром, также определяется заданной частотой среза, которая является функцией Р_H и М.

Коэффициент заданного упреждения К_{упр зад} имеет размерность времени и определяет заданное (в секундах) значение динамического упреждения, т.е. вне зависимости от темпа изменения текущего значения ограничиваемого параметра (в нашем случае угла атаки) летчик или же система автоматического управления самолета получит сигнал о приближении к максимально допустимому значению заблаговременно на величину К_{упр зад.} Заданное упреждение определяется типом самолета, его инерционными характеристиками, а также уровнем подготовки пилотов (ученик-учитель).

Датчик статического давления 15 входит в состав общесамолетного оборудования, причем информация о статическом давлении поступает со штатных приемников статического давления.

В силу того что на современном этапе развития авиационного оборудования подавляющее число систем СОС и СПКР являются цифровыми, фильтр нижних частот 16, задатчик коэффициента упреждения 17 и множительное устройство 18 могут являться частью вычислительной программы, при этом фильтр нижних частот может быть реализован посредством разностных уравнений, что обеспечит возможность задания постоянных времени фильтра (и как следствие коэффициентов уравнения) в функции числа М и статического давления.

ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ

1. Клюев Г.И. и др. Авиационные приборы и системы: Учебное пособие / Г.И.Клюев, Н.Н.Макаров, В.М.Солдаткин; под ред. В.А.Мишина. - Ульяновск: УлГТУ, 2000. - 249 с.

2. Система ограничительных сигналов СОС-5 серия 1 6Э2.528.001 ТУ, 6Э2.528.001 РО, 6Э2.528.001 РЭ.

3. Солдаткин В.М. Методы и средства измерения аэродинамических углов летательных аппаратов / Казань: Изд-во Казан. гос. техн. ун-та, 2001. - 49 с.