Аналоговое устройство для моделирования взлетасамолета

Аналоговое устройство для моделирования взлетасамолета

Иллюстрации

Показать все

Реферат

 

О П И С А Н И Е 23260I

ИЗОБРЕТЕНИЯ

К АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ

Союз Советских

Социалистических

Республик

Зависимое от авт. свидетельства ¹

Кл. 42m, 36

Заявлено 13.V.1966 (№ 1075009/26-24} с присоединением заявки ¹

Приоритет

МПК G 06f

Комитет по делам изобретений и открытий при Совете Министров

СССР

УДК 681.3:371.69:533. .6. 015. 1 (088.8 }

Опубликовано 11.Х11.1968. Бюллетень ¹ 1 за 1969 г.

Дата опубликования описания 9.11 .1969

Лвтор изобретения

1А

Иностранец

Богумил Миртес (Чехословацкая Социалистическая Республика) Заявитель

АНАЛОГОВОЕ УСТРОЙСТВО ДЛЯ МОДЕЛИРОВАНИЯ ВЗЛЕТА

САМОЛЕТА

5J 1+ 50

При разработке известных имитаторов взлета летательных аппаратов делаются различные упрощения математического описания процесса, что приводит к снижению точности моделирования, особенно при воспроизведении конечной стадии взлета, т. с. непосредственно в момент отрыва.

Предлагаемое устройство обеспечивает точное воспроизведение изменения угла атаки и тангажа в момент отрыва благодаря применению логических схем в трех контурах моделирования угла атаки, угла гангажа и скорости изменения угла тангажа.

Схема устройства показана на чертеже, В контуре имеется операционный усилитель 1 для вычисления угла атаки а с входными резисторами 2 — 5, конденсатором обратной связи 6 и контактом 7 входного переключателя. Кроме этого, в устройстве содержатся схемы 8 — 10 для логического суммирования двоичных сигналов 01, 02, 03, 04, операционный усилитель 11 для вычисления угловой скорости тангажа т1 самолета, внешние цепи которого образованы резисторами 12 и 18, конденсатором 14, диодом 15 и контактами 16 и 17.

Угол тангажа тт вычисляется с помощью следящей системы с прямой ветвью 18 и внешней схемой, состоящей из тахогенератора 19, потенциометра 20, привода 21, резисторов 22 — 25 и контакта 26. B усилителе-компараторе 27 возникает сигнал 04, который равен единице при отрицательной полярности напряжения U.», пропорционального выражению а — п1,, из которого формируется напряжение, пропорцио5 нальное производнои а угла а, и который раВсН нулю при положительной полярности напряжения Ь,.

1-1,ч с в с е Il o, I o iI c H H c и о н т а и т о в, п с 1 . а з а н н О с на чертеже, соответствует нулевой величине

) правляющих сигналов, единичное — управляющему сигналу, равному c3IIHIIIIc

Контакт 7 псрс1 л1о1сн;1я управляется с11гна. 1031 из лсГII÷ccåoÃÎ 1 снтмp;I cool) p2Tc, Iüíoll cxi1мы 8, контакты 16 и 26 управляются сигналом 06 от собиратс,II Holi схемы 9, а отключающий контакт 17 управляется сш налом 07 от собирательной с. cмы 10.

Угол атаки R вычисляется из уравнения

При сигнале 05 — 0 входное напряжение умножается на ycluIITc c на постоянный коэффнцн25 ент напряжения, пропорционального углу О.

Псстоян:1ая времени обратной связи прснсбрсжимо мала по сравнению со скоростью изменения угла О. При сигнале 05:=1, операционньш усилитель псреходиг в режим интегратора, ин30 тегрирующсго напряжение U,+ с в, пропорцио232601

У,,, Ж + у

2 / 2

1О

15 го

25 ня IbHOc скорости изменения угла атаки самолета, согласно уравнению

H котором UI (I») обозначает напряжение U»

v момент!» псрсключсния контакта 7. Напряжение UI снимается с выхода операционного усилителя, служащего для Bll÷ècëeíèÿ угловой скорости тангажа с»,, а напряжение U4 — с подвижного контакта потенциометра 20.

Режим операционного усилителя, с«ужащсго для вычисления напряжения U,.-„ïðîïîðциона7bHolo угловой скорости тянгажа»), самолета, управляется переключающим контактом 16, управляемым сигналом 06 и отключающим контактом 17, управляемым сигналом 07.

При сигнале 06=0 UI — — ») =0, так как входное напряжение U; отключено, и резистор 13 включен параллельно конденсатору 14 обрат ной связи: При сигналах 06=1 и

07=0 усилитель интегрирует,напряжение U», однако его выходное напряжение пропорциональное со„мо кет принимать только положительные значения, благодаря включению диода 15 параллельно конденсатору 14. При сигналах 06=1 и 07=1 диод 15 отключается и интегрирование производится по всему диапазону значений U .

Режим следящей системы для вычисления угла тангажа самолста управляется контактом 2б, управляемым двоичным сигналом 06.

При сигнале 06=0 контур выполняет функции следящего регулятора и при этом сохраняет на выходе у.гол q», пропорциональный углу р» самолета, опирающегося ня все .колеса. Вследствие этого на подвижном контакте потенциометра 20 обратной связи возникает напряжение, пропорциональное углу «р». При сигнале

06= 1 конту.р выполняет функции скоростного привода с обратной связью по скорости, осуществляемой через тахогенератор 19 и резистор 28. При этом сервомеханизм интегрируег напряжение U», пропорциональное скорости изменения угла тангажа, причем интегрирование Ha÷èíaåòñÿ с начальных значений д»,

При нулевой высоте самолета над местностью (самолет находится на земле) сигнал Ol имеет нулевую величину., а при высоте, большей нуля, он принимает значение единицы.

Сигнал 02 имеет нулевую величину, когда скорость самолета меньше наперед заданной скорости, начиная с которой самолет может изме.нять угол тангажа О. Сигнал 03 имеет нулевую величину при угле тангажа, меньше заданного, соответствующего положснию самолета, опирающегося всеми колесами на плоскость. Сигнал 04 вырабатывается в усилителе компараторе 27 таким образом, что его значение, равное единице, соответствует отрицательной, полярности напряжения U» Beëè÷l«на 04 определяет возможность взлета самолета, так как положительное напряжение U> co30

65 ответствует преобладанию годъемной силы самолета над его весом.

Процесс вычислений при моделировании взлета самолета происходит следующим образом.

При разбеге самолета, прежде, чем он достигнет заданной скорости отрыва, угол тангажа равен начальному, а угловая скорость тангажя равна нулю, и угол атаки ໠— — д». По достижении скорости отрыва начинается интегрирование сигналов, пропорциональных угловой скорости и ускорению тангажа, но угловая скорссть тангажа можсг принимать лишь положитсльныс значения, пока угол тангажя нс превысит H;lчального значения. После чегонапряжсние, пропорциональное величине угловой скорости Ta Ill azl(a, iloiKCT IlileTb,«loá1IO l101llpность. После этого подъемная сила самолета становится больше его веса, сигнал 05 ста «овится равным единице, происходит переключение контакта 7, и начинается интегрирование напряжения, пропорционального производной а. Этим обеспечиваются условия моделирования взлета самолета.

Предмет изобретения

Лнялоговос устройство для моделирования взлета самолета, содержащсс операционные усилители с переключаемыми посредством управляющих реле внешними цепями и следящую систему по скорости, образующие три контура для формирования напряжений, пропорциональных утлу атаки, угловой скорости и угла тангажа самолета, отличаюцееся тем, I1o, с целью упрощения устройства, оно содержит четыре реле с переключающимися контактами и три управляющие собирательные схемы, обмотка управления первого реле подклю;ена к первой собирательной схеме, один вход которой связан через релейный элемент с источником напряжения, пропорционального разности скоростей изменения угла атаки и тангажя, а другой через релсйный элемент— с источником напряжения, пропорционального высоте полета, причем указанный релейный элcìpíт связан со входами двух других собиьятсльных схем, сеточная цепь усилителя канала угла атаки через контакты первого реле связана либо с источником напряжения, пропорционального скорости изменения угла атаки, либо с выходом следящей системы угла тaíãàæà и с резистором обратной связи этого усилителя; в сеточную цепь усилителя-формирователя напряжения, пропорционального угловой скорости тангажа, включены контакты второго и третьего реле так, что первый из них в одном положении связан с источником напряжения, пропорционального угловому ускорению продольного поворота самолета, а в другом — с резистором обратной связи, подключаемым параллельно интегрирующему конденсатору; контакт третьего реле служит для отключения диода-ограничителя, включен23260!

Составитель В. Н. Жовинский

I ñä)êToð Л. А. Утехина Техред Л. Я. Левина Корректор Л. В. Наделяева

Заказ 432/7 Тираж 427 Подписное

ЦИИИПИ Комитета по делам изобретений и открытий при Совете Министров ССС )

Москва, Центр, пр. Серова, д. 4

Типография, пр. Сапунова, 2 ного параллельно интегрирующему конденсатору, при этом обмотка третьего реле соединена с третьей собирательной схемой, второй ьход которой связан через релейный элемент с исто .лико.(напряжения, пропорционального разности теку)цсго и заданного значений угла танг)1)«;I, Оох10тки Второгo и четвертого реле

coo„IIIHc с выходом второй собирательной схемы, второй вход которой через релейный элемент Ilo. I K.1!o Iен к источник наг)ряя(ения, пропорционального разности текущего и заданного значения скоростей самолета; контакты четвертого реле в одном положении связаны с резистором обратной связи по положению

5 следящей системы и через второй резистор— с источником входного напряжения, пропорционального текущему значению угла тангажа, а ВО втОрОз1 — To;Ib)(o с источником напряжения, пропорционального скорости измене10 иил тангажа.