Сигнализатор критического угла тангажа

Сигнализатор критического угла тангажа

Реферат

 

Сущность изобретения: сигнализатор критического угла тангажа содержит датчик 1 текущего угла тангажа, два блока 2 и 5 сравнения, задатчик 3 критического угла тангажа, датчик 4 высоты полета, задатчик 6 высоты полета, элемент И 7, блок 8 сигнализации. 1-2-7-8, 3-2, 4-5-7, 6-5. 1 ил.

Изобретение относится к приборам, анализирующим значения переменных величин, и предназначено для сигнализации опасного сближения с землей хвостовой балки вертолета одновинтовой схемы при его заходе на посадку.

Известно, что при заходе на посадку летательные аппараты должны иметь положительный угол тангажа (кабрирование). Одним из приборов, по которому определяется текущее значение угла тангажа, является гировертикаль [1] Однако, гировертикаль, во-первых, регистрирует не только положительные (кабрирование), но и отрицательные (пикирование) значения углов тангажа в избыточно широком диапазоне безотносительно к конкретному режиму полета, в то время как одна и та же величина угла тангажа может быть вполне допустимой для одних режимов и закритической для других, во-вторых, поскольку при посадку летательного аппарата внимание пилота направлено на другие объекты наблюдения, гировертикаль выпадает из его поля зрения.

В целом регистрация критического угла кабрирования при посадке самолета не относится к актуальным задачам, поскольку за исключением нештатных ситуаций заход самолета на посадку и сама посадка происходят при вполне стабильных режимах скорость, высота, направление, пробег и т.д. Поэтому уже после приобретения первоначальных навыков пилотирования выдерживание требуемого угла кабpирования достигается пилотом подсознательно, за счет психомоторных реакций, и он не нуждается в специальных устройствах сигнализации критического угла тангажа.

Иначе обстоит дело при пилотировании вертолета. Поскольку основным назначением вертолета являются полеты вне аэродромов и посадка на необорудованные площадки, то для них характерны такие режимы полета, как предпосадочное маневрирование на небольшой скорости и высоте при значительных углах крена и тангажа, абсолютно исключаемые для самолета режимы такие, как полет хвостом вперед, боком, развороты на месте и т.д. В этих условиях внимание пилота отвлечено на обработку многочисленной поступающей информации, принятие адекватных решений и контроль за критической величиной угла кабрирования может остаться за пределами его внимания.

Необходимость для этого контроля важна для вертолетов одновинтовой схемы, имеющих длинную хвостовую балку, поскольку вполне допустимый угол кабрирования при полете в зоне оказывается закритическим на малой высоте (при посадке). Актуальность регистрации критической величины угла кабрирования подтверждается статистикой аварийности вертолетов одновинтовой схемы, когда при большом угле кабрирования перед посадкой на шасси хвостовая балка, имеющая значительный вылет, цепляется за грунт посадочной площадки.

Наиболее близким к изобретению является блок сравнения предельного крена (БСПК), выпускаемый Свердловским филиалом З ПМЗ [2] Известный БСПК имеет гиpовертикаль, являющуюся в частном случае, датчиком угла тангажа, подключенную к устройству сравнения, в которое заложена предельная величина угла в режиме полета (до посадки). В том случае, когда текущее значение величины угла достигает предельно допустимого, устройство сравнения выдает команду на устройство сигнализации (сигнализация может быть как световой, так и звуковой).

Недостаток известного устройства заключается в том, что устройство относится к навигационному оборудованию общего назначения и не учитывает разницы между режимами полета в зоне и при посадке, т.е. как было указано выше, вполне допустимый угол кабрирования при полете в зоне может оказаться критическим при посадке.

Задачей изобретения является предотвращение аварийной ситуации вертолета одновинтовой схемы на посадке вследствие превышения критического угла кабрирования.

Задача решается тем, что сигнализатор критического угла тангажа, имеющий датчик текущего угла тангажа (гировертикаль), связанный через блок сравнения с блоком сигнализации, содержит датчик высоты, подключенный к входу второго блока сравнения, и логический элемент И, два входа которого подключены соответственно и к выходам первого и второго блоков сравнения, а выход к блоку сигнализации.

На чертеже показана принципиальная блок-схема сигнализатора.

Сигнализатор содержит датчик 1 текущего значения угла тангажа, в качестве которого может быть использована гировертикаль, подключенный к входу первого блока 2 сравнения, например компаратору, на второй вход которого подключен задатчик 3 критического угла тангажа на кабрирование, и датчик 4 высоты, например, радиовысотомер, подключенный к входу второго блока 5 сравнения, к второму входу которого подключен задатчик 6 высоты полета, ниже второй начинает действовать сигнализатор, например источник опорного напряжения. Выходы первого 2 и второго 5 блоков сравнения подключены к соответствующим входам логического элемента И 7, выходы которого подключены к блоку 8 сигнализации.

Устройство работает следующим образом.

В блоки 2 и 5 сравнения соответственно вводятся критические значения угла кабрирования и высоты полета с датчиков 3 и 6. Сигналы, поступающие с гировертикали 1 и радиовысотомера 4, сравниваются в соответствующих блоках 2 и 5 с критическими значениями. В случае превышения критического угла тангажа и значения высоты полета ниже критической блоки 2 и 5 соответственно выдают сигналы на элемент 7. При одновременном поступлении сигналов от блоков 2 и 5 на элемент 7 последний выдает командный сигнал на блок 8, при срабатывании которого пилот принимает решение (в зависимости от конкретной обстановки) на увеличение высоты или уменьшение угла кабрирования.

Очевидно, что команда от элемента 7 может подаваться не только на блок 8 сигнализации, но и в любую соответствующую систему автоматического управления полетом.

Формула изобретения

СИГНАЛИЗАТОР КРИТИЧЕСКОГО УГЛА ТАНГАЖА, содержащий датчик текущего угла тангажа, связанный через первый блок сравнения с блоком сигнализации, отличающийся тем, что в него введены элемент И, второй блок сравнения, а также датчик высоты и задатчик критической высоты полета, подключенные выходами к соответствующим входам второго блока сравнения, при этом первый блок сравнения соединен с блоком сигнализации через элемент И, другой вход которого подключен к выходу второго блока сравнения.

РИСУНКИ

Рисунок 1