Устройство для полетного контроля веса нагрузки самолета

Устройство для полетного контроля веса нагрузки самолета

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано для комплексного контроля систем управления пассажирских и транспортных самолетов классической схемы, у которых топливо расположено в крыле, а нагрузка - в фюзеляже, Оно может быть использовано также для определения в полете текущего значения веса коммерческой нагрузки и оперативного управления основными аэродинамическими характеристиками самолета: дальностью, высотой, скоростью полета.

Известно устройство предполетного контроля веса и центровки самолета с помощью весов, измерителя расстояний местоположения грузов, чертежа конструкции самолета, измерителя веса топлива, пустого (снаряженного) самолета, суммирующего устройства и центровочных графиков [1, с.233]. Для конкретного типа самолета с помощью весов определяется вес каждой составляющей нагрузки, вес топлива, экипажа, пассажиров, их багажа. Вес нагрузки определяется в суммирующем устройстве по данным измерений на весах и информации о среднестатистическом весе составляющих нагрузки (количестве членов экипажа, пассажиров в салонах самолета). Центровочные графики включают сведения о загрузке самолета, количестве пассажиров и их размещении, багаже, составе экипажа, заправках топливом и жидкостями и пр. Процесс определения веса по этим графикам формализован и избавлен от арифметических ошибок суммирования диспетчером или бортинженером. Однако приближенность, субъективность оценок и длительность оформления графиков, которые содержат около ста заполняемых строк, делают их малопригодными для современных самолетов. Известно усовершенствование этой формальной предполетной процедуры контроля веса с помощью системы автоматизированных расчетов "Центровка", разработанной ЦНИИ АСУ ГА. Система имеет нормативно-справочную базу в ПЭВМ по всем типам самолетов и с помощью диспетчера центровки и тахже взвешиваний на весах элементов нагрузки она проводит документооборот подобно тому, как это делалось по листам центровочных графиков. Основной недостаток устройства и его модификаций - недостоверность оценки веса, длительность его предполетного определения, низкая достоверность контроля веса экипажем, невозможность определения изменений и текущего веса в полете самолета.

Известно устройство полетного и предполетного контроля и ограничения веса нагрузки с помощью конструктивного элемента грузовой кабины - клетки для размещения груза [2]. Клетка ограничивает объем перевозимого груза, защищает конструкцию и системы фюзеляжа от повреждения грузом, ограничивает его смещение в соответствии с требованиями проектанта самолета. Предполагается, что устройство способно недопускать перегруз самолета. Однако вес нагрузки здесь не определяется вообще. Устройство имеет весьма ограниченное применение и не способно контролировать перегруз самолета для любой номенклатуры нагрузки, кроме объемных грузов с известной весовой плотностью. Полетный контроль истинной нагрузки самолета невозможен.

Известны устройства для контроля веса и центровки самолета с помощью специальных платформенных весов [3, с.166]. Весы стационарно установлены в ангаре и содержат две, три платформы для расположения стоек шасси самолета. Взвешивание проводится с выключенной двигательной установкой самолета и занимает длительное время с учетом всех подготовительных наземных операций. Предварительно определяется вес снаряженного самолета и взвешивание его на весах в предстартовом состоянии, по разности определяют вес нагрузки. Аналогичное устройство имеет и мобильный комплекс измерения веса и центровки VAK30-250 [4], включающий несколько переностных весоизмерительных платформ, на которые закатывается самолет в процессе измерения его веса. Устройство обладает неоходимой точностью определения веса самолета, но имеет высокую стоимость, габариты, длительность и трудоемкость контроля. Оно неавтономно и зависит от работы аэродромных служб. Контроль изменяющегося полетного веса нагрузки невозможен.

Известно бортовое устройство для контроля веса и центровки самолета, содержащее акселерометры - измерители изгиба, попарно расположенные на горизонтальных силовых элементах - полуосях шасси самолета [5]. Кроме двух горизонтальных акселерометров в систему, на каждой стойке шасси, входят и вертикальные акселерометры, расположенные в фюзеляже. Устройство определяет предстартовый вес путем суммирования сигналов парных акселерометров - измерителей угловых деформаций осей на всех стойках шасси. Вертикальные акселерометры определяют отклонение самолета от горизонтальной плоскости в процессе определения его веса. Компенсационные сигналы вертикальных акселерометров устраняют ошибки измерения из-за наклона самолета в предстартовом положении. Устройство содержит высокоточные дорогие акселерометры инерциального типа, их надежная работа на осях шасси в условиях ударов, вибраций, попадания загрязнений и влаги проблематична. Определение именно веса нагрузки возможно только на основе предварительной оценки веса снаряженного самолета при его неподвижном положении. Устройство требует для своей работы постоянной калибровки измерителей. Текущее полетное значение нагрузки устройство не контролирует.

Известно бортовое устройство для контроля веса и центровки самолета, содержащее индукционные датчики-измерители сдвиговых деформаций, расположенные попарно на горизонтальных силовых элементах - полуосях или балках тележек шасси [6]. Сдвиговые деформации, измеренные датчиками на всех стойках (балках) шасси, независимо от изгибающих моментов, адекватно отражают именно действие веса самолета. Устройство обладает повышенной помехозащищенностью, содержит более дешевые и надежные датчики. Оно автономно в работе, но также требует неподвижности самолета в процессе предстартового контроля веса, сложных полетных и предполетных калибровок, которые включают сигналы дополнительных прецизионных индукционных датчиков - измерителей сдвиговых деформаций. Устройство не способно определять вес нагрузки в полете, а значит не может применятся для оперативного управления его аэродинамическими характеристиками, например при многократном приеме и десантировании груза.

Наиболее близким из числа известных технических решений является устройство для определения величины и направления смещения центра масс аппарата [7], которое содержит датчик скорости тангажа, датчик скорости крена, датчик скорости рыскания, датчики углов крена, тангажа, три акселерометра, сумматор, два частотных селектора, средство измерения ускорения силы тяжести, функциональный преобразователь, блок текущих координат центра масс, сумматор устройства первым входом соединен через дифференциатор с датчиком скорости тангажа, вторым входом - с выходом умножителя, входы которого соединены с датчиком скорости крена и датчиком скорости рыскания. В устройстве последовательно соединены также акселерометр, первый сумматор, первый частотный селектор, блок текущих координат центра масс. Последовательно соединенны датчик ускорения силы тяжести и блок определения составляющих ускорения силы тяжести. При этом второй вход блока определения составляющих ускорения силы тяжести соединен с выходом датчика тангажа, третий вход - с выходом датчика крена; а выход - со вторым входом первого сумматора. Последовательно соединены датчик скорости тангажа, датчик скорости крена, датчик скорости рыскания и второй частотный селектор, выход которого соединен со вторым входом блока текущих координат центра масс, выход которого в свою очередь образует выходную шину смещения центра масс. Устройство позволяет контролировать в полете величину и направление смещение центра масс-центровку самолета и относится к тому же классу систем определения веса и центровки [1-6], что и заявляемое устройство. Оно определяет полетную взаимосвязь приращения абсолютного линейного ускорения аппарата в его произвольной точке по отношению к ускорению центра масс с величиной и направлением смещения этой точки от центра масс в процессе углового движения.

Недостатком известного устройства-прототипа является невозможность определения веса нагрузки в полете. Причиной, препятствующей получению указанного ниже технического результата при использовании известного устройства-прототипа, является использование кинематических соотношений при определении смещения. То есть определяется угловое движение самолета без учета физических причин движения - сил, в том числе силы веса, действующих на самолет в полете.

Основной задачей, на решение которой направлен заявляемый объект-устройство для полетного контроля веса нагрузки самолета, является повышение точности и достоверности оценки в полете действительного веса, возможно изменяющегося веса нагрузки самолета с применением его штатного приборного оборудования полностью в автономном режиме работы устройства.

Указанный технический результат достигается тем, что в устройство для полетного контроля веса нагрузки самолета, содержащее датчик скорости тангажа, датчик скорости крена, датчик скорости рыскания, сумматор, первый вход которого через дифференциатор соединен с датчиком скорости тангажа, второй вход - с выходом умножителя, входы которого соединены с датчиком скорости крена и датчиком скорости рыскания, функциональный преобразователь, введены: блок определения момента тангажа, первый, второй, третий, четвертый, пятый, шестой, седьмой, восьмой, девятый, десятый, одиннадцатый, двенадцатый, тринадцатый входы которого соединены соответственно с выходами датчика угла атаки, датчика числа Маха, датчика скорости, датчика высоты, датчика углов отклонения интерцепторов, датчика углов отклонения закрылков, датчика углов отклонения предкрылков, датчика углов отклонения щитков, датчика углов отклонения руля высоты, датчика углов отклонения стабилизатора, датчика центровки, датчика выпуска шасси, датчика скорости тангажа, блок памяти, делитель, первый, второй, третий блоки сравнения, схема ИЛИ, коммутатор, первый вход которого, как и вход первого блока сравнения, соединены с выходом сумматора, второй вход коммутатора - с выходом делителя, первый вход которого, как и вход второго блока сравнения, подключен к выходу блока определения момента тангажа, третий вход коммутатора соединен с выходом блока памяти, четвертый вход коммутатора, как и первый вход блока памяти, соединен с выходом схемы ИЛИ, входы которой соединены соответственно с выходами первого и второго блоков сравнения, первый выход коммутатора соединен со вторым входом делителя, второй выход коммутатора - со вторым входом блока памяти, третий выход коммутатора - с входами функционального преобразователя и третьего блока сравнения.

Совокупность существенных признаков изобретения обеспечивает получение технического результата, достигаемого при осуществлении изобретения - устройства для полетного контроля веса нагрузки самолета. При этом сущность изобретения заключается в определении веса нагрузки самолета через его момент инерции по поперечной оси связанной системы координат. Для этого рассматривается динамика углового движения самолета по поперечной оси связанной системы координат [8, с.20]

где - моменты инерции самолета соответственно по продольной, нормальной, поперечной осям;

- угловые скорости самолета соответственно по продольной, нормальной, поперечной осям;

- угловое ускорение самолета по поперечной оси;

M_Z - момент внешних сил относительно поперечной оси - момент тангажа.

Момент тангажа М_Z вычисляется в блоке определения момента тангажа по сигналам датчика угла атаки, датчика числа Маха, датчика скорости, датчика высоты, датчика углов отклонения интерцепторов, датчика углов отклонения закрылков, датчика углов отклонения предкрылков, датчика углов отклонения щитков, датчика углов отклонения руля высоты, датчика углов отклонения стабилизатора, датчика центровки, датчика выпуска шасси и датчика скорости тангажа. Учитывая соотношения моментов инерции самолета классической схемы:

выражения (1) можно записать в виде

или окончательно с учетом для малых угловых скоростей получаем

Определение момента инерции по (4) возможно только при условиях:

где - пороговые значения углового ускорения и момента внешних сил M_Z, для которых возможно определение момента инерции (4). Они определяются по (4) из условия точности решения задачи контроля. Если оба условия (5) выполняются, то момент инерции определяется по (4). Если же хотя бы одно из условий (5) не выполняется, то момент инерции определяется по его значению в предшествующий момент времени, когда условия (5) выполнялись. Информация о предшествующем значении момента инерции хранится в блоке памяти, а условия (5) определяются первым и вторым блоками сравнения, которые управляют работой блока памяти и коммутатором. Последний выдает либо текущее значение момента инерции с делителя, реализующего выражение (4), либо запомненное в блоке памяти значение. Момент инерции I_Z по поперечной оси связанной системы координат включает три составляющие

где I_ZO - момент инерции снаряженного самолета;

I_Z (m_T) - момент инерции топлива в крыле самолета;

I_Z(m_K) - момент инерции нагрузки в фюзеляже самолета.

Вследствие малого радиуса инерции [9, с.235] топлива в крыле приближенно

Поэтому сигнал на выходе коммутатора, пропорциональный I_Z, может быть контрольным сигналом по оценке веса нагрузки m_K. Третий блок сравнения реализует выполнение условия

где - максимальный момент инерции самолета по поперечной оси при максимальном допустимом весе нагрузки.

Одновременно, зная зависимость для данного типа самолета, в функцииональном преобразователе вычисляется значение веса нагрузки

где - обратная функция зависимости момента инерции от веса нагрузки в фюзеляже. В функциональном преобразователе реализовано соотношение (9) так, что экипаж самолета может в полете определять текущее значение веса нагрузки.

Указанный технический результат в частных случаях достигается тем, что в устройстве для полетного контроля веса нагрузки самолета блок определения момента тангажа содержит блок управления и вычислитель момента тангажа, первый, второй, третий, четвертый, пятый входы которого соединены соответственно с первым, вторым, третьим, четвертым, пятым входами блока определения момента тангажа, шестой и седьмой входы которого соединены соответственно с первым и вторым входами блока управления, выход которого образует шину управления, соединенную с шестым входом вычислителя момента тангажа, седьмой, восьмой, девятый, десятый, одиннадцатый, двенадцатый входы которого соединены соответственно с восьмым, девятым, десятым, одиннадцатым, двенадцатым и тринадцатым входами блока определения момента тангажа, выход которого является выходом вычислителя момента тангажа. Сущность частного случая реализации блока определения момента тангажа состоит в разделении функций управления вычислениями и непрерывного вычисления момента соответственно в блоке управления и вычислителе момента тангажа. Блок управления получает на свои первый и второй входы сигналы, пропорциональные углам отклонения предкрылков и закрылков крыла самолета. По их величине он формирует сигналы управления на первом, втором, третьем или четвертом выходах шины управления и. Блок управления необходим для изменения коэффициентов в блоке вычисления момента тангажа при различных соотношениях углов предкрылков и закрылков механизации крыла во взлетном, набора высоты, крейсерском и посадочном режимах полета самолета. Вычислитель момента тангажа формирует текущее значение момента тангажа по сигналам датчика угла атаки, датчика числа Маха, датчика скорости, датчика высоты, датчика углов отклонения интерцепторов, датчика углов отклонения щитков, датчика углов отклонения руля высоты, датчика углов отклонения стабилизатора, датчика центровки, датчика выпуска шасси, датчика скорости тангажа. Указанный технический результат в частных случаях достигается тем, что в устройстве для полетного контроля веса нагрузки самолета коммутатор содержит три пары нормальнозамкнутых контактов так, что первый вход коммутатора через первую пару нормальнозамкнутых контактов соединен с его первым выходом, второй вход коммутатора через вторую пару нормальнозамкнутых контактов соединен с третьим выходом коммутатора, а через третью пару нормальнозамкнутых контактов и со вторым выходом коммутатора, третий вход коммутатора соединен с третьей парой нормальноразомкнутых контактов, четвертый вход коммутатора - с управляющим входом синхронного переключения первой, второй, третьей пар нормальнозамкнутых контактов. Коммутатор обеспечивает подключение второго входа делителя к выходу сумматора через первую пару нормальнозамкнутых контактов. Одновременно выход делителя через вторую пару нормальнозамкнутых контактов соединен с входом блока памяти вторым выходом коммутатора. Третий выход коммутатора также соединен с выходом делителя. Нормальнозамкнутые контакты коммутатора обеспечивают работу устройства по сигналам делителя, когда условия точности контроля (5) выполняются. В противном случае сигнал управления со схемы ИЛИ, поступающий на четвертый вход коммутатора, обеспечивает размыкание нормальнозамкнутых контактов и соединяет с третьим выходом коммутатора выход блока памяти, а не выход делителя. Устройство работает по запомненному значению момента инерции до тех пор, пока вычисленное значение момента тангажа M_Z и приведенное значение углового ускорения не превысят своих пороговых значений. Очевидно, это будет при маневрах самолета, желаемая интенсивность которых в наибольшей степени обусловлена точностью датчиков в устройстве.

Указанный технический результат в частных случаях достигается тем, что в устройстве для полетного контроля веса нагрузки самолета вычислитель момента тангажа содержит семнадцать блоков переменных коэффициентов, двенадцать умножителей, два делителя, выключатель, квадратор, усилитель, дифференциатор, сумматор, два источника постоянного сигнала, две схемы вычитания так, что первый вход вычислителя момента тангажа соединен с первыми входами первого, второго, третьего, четвертого, пятого, шестого, седьмого, восьмого блоков переменных коэффициентов, входом второго дифференциатора, второй вход вычислителя момента тангажа соединен с входами девятого и десятого блоков переменных коэффициентов, выходы которых соединены соответственно с первыми входами второго и третьего умножителей, третий вход вычислителя момента тангажа соединен с первыми входами второго, третьего делителей и входом квадратора, выход которого соединен с первым входом четвертого умножителя, второй вход которого соединен с выходом второго сумматора, первый, второй, третий, четвертый, пятый, шестой, седьмой, восьмой, девятый, десятый входы которого соединены соответственно с выходами второго делителя, второй вход которого соединен с выходом пятого умножителя, шестого умножителя, первый вход которого соединен с выходом пятого блока переменного коэффициента, седьмого умножителя, первый вход которого соединен с выходом шестого блока переменного коэффициента, восьмого умножителя, первый вход которого соединен с выходом седьмого блока переменного коэффициента, девятого умножителя, первый вход которого соединен с выходом восьмого блока переменного коэффициента, третьего делителя, второй вход которого соединен с выходом третьего умножителя, четвертого блока переменного коэффициента, десятого умножителя, первый вход которого соединен с выходом третьего блока переменного коэффициента, одиннадцатого умножителя, первый вход которого соединен с выходом второго блока переменного коэффициента, первого выключателя, первый вход которого соединен с выходом первого блока переменного коэффициента, четвертый вход вычислителя момента тангажа соединен с входами одиннадцатого, двенадцатого, тринадцатого блоков переменного коэффициента, выходы которых соединены соответственно со вторым входом девятого умножителя, первыми входами двенадцатого и тринадцатого умножителей, пятый вход вычислителя момента тангажа соединен с первым входом четырнадцатого блока переменного коэффициента, выход которого соединен со вторым входом одиннадцатого умножителя, шестой вход вычислителя момента тангажа соединен шиной управления со вторыми входами первого, второго, третьего, четвертого, пятого, шестого, седьмого, восьмого, девятого, десятого, одиннадцатого, двенадцатого, тринадцатого, четырнадцатого, пятнадцатого, шестнадцатого, семнадцатого блоков переменных коэффициентов, седьмой вход вычислителя момента тангажа соединен с первым входом пятнадцатого блока переменного коэффициента, выход которого соединен со вторым входом десятого умножителя, восьмой вход вычислителя момента тангажа соединен с первым входом шестнадцатого блока переменного коэффициента, выход которого соединен со вторым входом восьмого умножителя, девятый вход вычислителя момента тангажа соединен с первым входом семнадцатого блока переменного коэффициента, выход которого соединен со вторым входом седьмого умножителя, десятый вход вычислителя момента тангажа соединен с первым суммирующим входом первой схемы вычитания, второй вычитающий вход которой соединен с выходом первого источника постоянного сигнала, а выход - со вторым входом шестого умножителя и первым вычитающим входом второй схемы вычитания, вторым суммирующим входом соединенной с выходом второго источника постоянного сигнала, а выходом - с первым входом пятого умножителя, одиннадцатый вход вычислителя момента тангажа соединен со вторым входом выключателя, двенадцатый вход вычислителя момента тангажа соединен со вторым входом двенадцатого умножителя, выход которого соединен со вторым входом третьего умножителя, второй вход второго умножителя соединен с выходом второго дифференциатора, второй вход пятого умножителя соединен с выходом тринадцатого умножителя, вторым входом подключенного к выходу второго умножителя, а выход четвертого умножителя через усилитель соединен с выходом вычислителя момента тангажа.

Вычислитель момента тангажа обеспечивает определение момента тангажа по сигналам датчика угла атаки, датчика числа Маха, датчика скорости, датчика высоты, датчика углов отклонения интерцепторов, датчика углов отклонения щитков, датчика углов отклонения руля высоты, датчика углов отклонения стабилизатора, датчика центровки, датчика выпуска шасси, датчика скорости тангажа. Вычисление проводится с переменными коэффициентами влияния параметров полета для основных углов отклонения предкрылков и закрылков механизации крыла. Команды на изменение коэффициентов поступают на вычислитель момента тангажа по шине управления с выхода блока управления.

Момент тангажа вычисляется по следующим соотношениям [3, с.124, 131; 8, с.31]:

где m_Z - коэффициент момента; ρ - плотность воздуха; V - скорость полета; S - площадь крыла; b_A - средняя аэродинамическая хорда крыла [1, с.232]. Коэффициент момента m_Z включает [10, с.15, 34, 128, 238; 3; 8; 11]:

где - составляющие коэффициента момента соответственно от угла атаки , безразмерной скорости угла атаки , безразмерной скорости тангажа , отклонений руля высоты δ_в, стабилизатора δ_С, интерцепторов δ_И, щитков δ_Щ, шасси δ_Ш, от близости Земли по высоте Н; С_γ - коэффициент подъемной силы, - центровка самолета, X_T - координата центра тяжести по хорде крыла; - безразмерный центр давления аэродинамической силы, Х_Д - координата центра давления по хорде крыла. Сумма составляющих коэффициентов получается на втором сумматоре вычислителя момента тангажа, входы которого включают все составляющие коэффициентов выражения (11), а выход через четвертый умножитель, первый квадратор и усилитель формирует момент тангажа по выражению (10). Произведение в выражении (10) получается с помощью коэффициентов передачи первого квадратора, четвертого умножителя и усилителя. При этом составляющий коэффициент m_ZO, как функция угла атаки α, формируется в четвертом блоке переменного коэффициента

где - переменные коэффициенты, изменяющиеся по сигналам управления на втором входе четвертого блока переменного коэффициента.

Коэффициент , как функция числа Маха и высоты, формируется в девятом и тринадцатом блоках переменных коэффициентов, втором, пятом, тринадцатом умножителях, первом и втором источниках постоянного сигнала, а также первой и второй схемах вычитания так, что имеет вид:

где - переменные коэффициенты, изменяющиеся по сигналам управления на вторых входах девятого и тринадцатого блоков переменных коэффициентов; b - постоянный коэффициент влияния центровки, реализуемый на второй схеме вычитания. Составляющая коэффициента момента, постпающая на первый вход второго сумматора, получается также с помощью вторых дифференциатора и делителя так, что сигнал на выходе второго делителя имеет вид

где постоянное значение b_A учитывается в переменных коэффициентах. Коэффициент , как функция числа Маха и высоты, формируется в десятом и двенадцатом блоках переменных коэффициентов, третьем и восьмом умножителях

где - переменные коэффициенты, изменяющиеся по сигналам управления на вторых входах десятого и двенадцатого блоков переменных коэффициентов. Составляющая коэффициента момента, поступающая на шестой вход второго сумматора, получается также с помощью третьего делителя так, что сигнал на выходе третьего делителя имеет вид

где постоянное значение b_A учитывается в переменных коэффициентах. Коэффициент m_ZP.В, как функция углов атаки и отклонения руля высоты, формируется в седьмом, шестнадцатом блоках переменных коэффициентов и восьмом умножителе

где - переменные коэффициенты, изменяющиеся по сигналам управления на вторых входах седьмого и шестнадцатого блоков переменных коэффициентов.

Составляющая коэффициента момента , поступающая на третий вход второго сумматора, формируется в шестом и семнадцатом блоках переменных коэффициентов и седьмом умножителе

где - переменные коэффициенты, изменяющиеся по сигналам управления на вторых входах шестого и семнадцатого блоков переменных коэффициентов. Составляющая коэффициента момента , поступающая на девятый вход второго сумматора, формируется во втором и четырнадцатом блоках переменных коэффициентов и одиннадцатом умножителе

где - переменные коэффициенты, изменяющиеся по сигналам управления на вторых входах второго и четырнадцатого блоков переменных коэффициентов. Составляющая коэффициента момента , поступающая на восьмой вход второго сумматора, формируется в третьем и пятнадцатом блоках переменных коэффициентов и десятом умножителе

где - переменные коэффициенты, изменяющиеся по сигналам управления на вторых входах третьего и пятнадцатого блоков переменных коэффициентов. Составляющая коэффициента момента , поступающая на десятый вход второго сумматора, формируется в первом блоке переменных коэффициентов и выключателе согласно выражению

где - переменные коэффициенты, изменяющиеся по сигналам управления на втором входе первого блока переменных коэффициентов. Выключатель обеспечивает включение этой составляющей коэффициента момента только при выпущенном шасси самолета. Составляющая коэффициента момента , поступающая на пятый вход второго сумматора, формируется в восьмом и одиннадцатом блоках переменных коэффициентов и девятом умножителе следующим образом

где - переменные коэффициенты, изменяющиеся по сигналам управления на вторых входах восьмого и одиннадцатого блоков переменных коэффициентов. Составляющая коэффициента момента , поступающая на второй вход второго сумматора, формируется в пятом блоке переменного коэффициента, шестом умножителе и первой схеме вычитания так, что она имеет вид

где - переменные коэффициенты, изменяющиеся по сигналам управления на втором входе пятого блока переменного коэффициента; δ_Ц поступает с десятого входа вычислителя момента тангажа, а δ_Д - с выхода первого источника постоянного сигнала. Численные значения всех переменных коэффициентов а_i,j i=0-2, j=1-17 получаются по аэродинамическим характеристикам конкретного самолета [см., например 11, с.350], на который устанавливается заявляемое устройство.

Указанный технический результат в частных случаях достигается тем, что в устройстве для полетного контроля веса самолета блок управления содержит семь блоков сравнения и четыре схемы И так, что первый вход блока управления соединен с входами четвертого, пятого, шестого блоков сравнения, второй вход блока управления соединен с входами седьмого, восьмого, девятого, десятого блоков сравнения, первый вход первой схемы И, как и первый вход второй схемы И, соединен с выходом четвертого блока сравнения, второй вход - с выходом восьмого блока сравнения, а выход первой схемы И - с первым выходом шины управления, второй вход второй схемы И соединен с выходом седьмого блока сравнения, а выход - со вторым выходом шины управления, первый вход третьей схемы И соединен с выходом пятого блока сравнения, второй вход - с выходом девятого блока сравнения, а выход третьей схемы И - с третьим выходом шины управления, первый вход четвертой схемы И соединен с выходом шестого блока сравнения, второй вход - с выходом десятого блока сравнения, а выход четвертой схемы И - с четвертым выходом шины управления. Блок управления формирует сигналы и, поступающие по шине управления на блоки переменных коэффициентов. Эти сигналы определяются основными конфигурациями крыла самолета по отклонению его предкрылков и закрылков при взлете, наборе высоты, крейсерском полете, посадке [12, с.84-85; 13]. Основные конфигурации углов отклонения предкрылков и закрылков определяются по сигналам соответствующих датчиков углов отклонения закрылков и предкрылков в четвертом, пятом, шестом, седьмом, восьмом, девятом и десятом блоках сравнения. Парные комбинации сигналов названных блоков сравнения в первой, второй, третьей и четвертой схемах И образуют сигналы на первом, втором, третьем или четвертом выходах шины управления и. Конкретные значения углов отклонения предкрылков и закрылков, на которые настроены блоки сравнения при формировании сигналов, поступающих на схемы И, зависят от типа самолета, точности аппроксимации его аэродинамических характеристик, числа основных конфигураций углов отклонения предкрылков и закрылков [12].

Указанный технический результат достигается также тем, что в устройстве для полетного контроля веса нагрузки самолета блок переменного коэффициента содержит источник постоянного сигнала, квадратор, сумматор и три усилителя с переменными коэффициентами усиления, первый, второй, третий, четвертый управляющие входы которых соединены с одноименными входами шины управления на втором входе блока переменного коэффициента, пятый вход первого усилителя с переменным коэффициентом усиления соединен с выходом третьего источника постоянного сигнала, а выход - с первым входом третьего сумматора, пятый вход второго усилителя с переменным коэффициентом усиления, как и вход второго квадратора, соединен с первым входом блока переменного коэффициента усиления, а выход - со вторым входом третьего сумматора, пятый вход третьего усилителя с переменным коэффициентом усиления соединен с выходом второго квадратора, а выход - с третьим входом третьего сумматора, выход которого является выходом блока переменного коэффициента. Блок переменного коэффициента реализует полиномиальную аппроксимацию (сплайнами) составляющих коэффициента (10) момента m_Z.

Аппроксимация выполнена полиномами второго порядка вида

где - переменные коэффициенты, реализуемые на первом, втором и третьем усилителях с переменными коэффициентами усиления; х - параметр полета или угол отклонения аэродинамической поверхности, от которого зависит изменение коэффициента момента. В качестве последнего рассматриваются угол атаки, высота, число Маха, угловые отклонения руля высоты, стабилизатора, интерцепторов, щитков, выпуск шасси. Параметр полета х поступает на первый вход блока переменного коэффициента и далее на на пятый вход второго усилителя второй - пропорциональной составляющей аппроксимации в выражении (24). Третья - квадратурная составляющая аппроксимации (24) получается на выходе третьего усилителя с переменным коэффициентом усиления после прохождения параметра полета второго квадратора и третьего усилителя с переменным коэффициентом усиления. Постоянный сигнал с выхода третьего источника постоянного сигнала совместно с первым усилителем с переменным коэффициентом усиления формируют коэффициент a_0,j в (24). Третий сумматор объединяе