RU159568U1 - Система предупреждения критических режимов для маневренных самолетов - Google Patents

Abstract

Система предупреждения критических режимов для маневренных самолетов содержит первый и второй датчики углов атаки, датчик угла скольжения, связанные с вычислительным устройством, взаимодействующим с блоком формирования сигналов индикации, связанным с индикатором, отличающаяся тем, что в нее введен датчик линейных ускорений, связанный с вычислительным устройством, выполненным в виде блока, содержащего взаимосвязанные между собой модуль приема и выдачи аналоговых сигналов, модуль приема и выдачи разовых команд, модуль процессора, модуль контроля и модуль питания, причем блок вычислительного устройства по основному и резервному двунаправленным мультиплексным каналам информационного взаимодействия взаимодействует с устройством ограничения предельных режимов, речевым информатором и бортовым радиоэлектронным оборудованием.

Description

Полезная модель относится к системам управления высокоманевренных, маневренных и ограниченно маневренных самолетов 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 основанием для принятия корректирующих действий по предотвращению выхода на критический режим полета.

На большинстве современных самолетов устанавливаются системы предупреждения и предотвращения критических режимов полета типа СПКР.

Основными задачами, решаемыми СПКР являются:

- образмеривание допустимых границ режимов полета по пилотажным и эксплуатационным параметрам,

- индикация положения текущего режима относительно допустимых границ,

- упреждающая сигнализация о приближении к критическому режиму,

- своевременное включение экипажа и средств автоматического увода из опасной зоны, изменения режима полета или маршрута полета.

Известны канальные системы предупреждения критических режимов полета описанные в книге «Авиационные приборы и системы» Г.И. Клюев, Н.Н. Макаров, В.М. Солдаткин, г. Ульяновск, 2000 г., содержащие в своем составе датчики первичной информации, фильтры, вычислитель, логическое устройство, элементы сигнализации и индикации. Зависимость каждого канала ограничений α_доп, n_{y доп} и др. данных систем описывается выражениями:

где α_доп, n_{y доп} предельно допустимые значения угла атаки, нормальной перегрузки, M - число Маха, m - масса летательного аппарата (ЛА), β - угол скольжения, H - высота, ω_z - угловая скорость ЛА относительно оси Z, ν_i - конструктивный параметр механизации. 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.

Данные системы решают в основном задачу предупреждения сваливания самолета, однако в них не учитывается взаимосвязь ограничиваемых параметров, что приводит к неполному использованию функциональных возможностей ЛА.

Для безопасного пилотирования маневренных самолетов необходимо организовать расчет дополнительных ограничений также и по параметрам приборной скорости V_пр, числа M, барометрической высоты H и других параметров полета путем формирования в вычислителе значений допустимых параметров пилотирования с последующей сигнализацией о возможности выхода за пределы допустимых значений.

Задачей, на решение которой направлена данная полезная модель, является создание системы предупреждения критических режимов маневренных самолетов, обеспечивающей повышение маневренности, безопасности полетов и надежности пилотируемых самолетов.

Техническим результатом полезной модели является повышение маневренности, безопасности полетов и надежности пилотируемых самолетов за счет прогнозирования и обеспечения экипажа сигнализацией, а автоматических устройств и систем ограничения пилотажных параметров информацией о подходе объекта к границам предельно допустимых значений параметров угла атаки, угла скольжения, нормальной перегрузки, приборной скорости, числа M и других параметров полета самолетов.

Указанный технический результат достигается тем, что система предупреждения критических режимов маневренных самолетов содержит первый и второй датчики углов атаки, датчик угла скольжения, датчик линейных ускорений, связанные с вычислительным устройством, взаимодействующим с блоком формирования сигналов индикации, связанным с индикатором, а вычислительное устройство выполнено в виде блока, содержащего взаимосвязанные между собой модуль приема и выдачи аналоговых сигналов, модуль приема и выдачи разовых команд, модуль процессора, модуль контроля и модуль питания, причем блок вычислительного устройства по основному и резервному двунаправленным мультиплексным каналам информационного взаимодействия

взаимодействует с устройством ограничения предельных режимов, речевым информатором и бортовым радиоэлектронным оборудованием.

Особенностью заявляемой системы является то, что вновь введенный датчик линейных ускорений позволяет решать задачи сигнализации при достижении минимальных и максимальных скоростей в зависимости от массы самолета и сигнализации об ограничении углов атаки и скольжения с учетом параметров внешней подвески.

На фиг. 1 представлена структурная схема заявляемой полезной модели, где

1 - первый датчик угла атаки,

2 - второй датчик угла атаки,

3 - датчик угла скольжения,

4 - блок формирования сигналов индикации,

5 - индикатор,

6 - датчик линейных ускорений,

7 - устройство ограничения предельных режимов,

8 - речевой информатор,

9 - блок вычислительного устройства, содержащий

10 - модуль приема и выдачи аналоговых сигналов,

11 - модуль приема и выдачи разовых команд,

12 - модуль процессора,

13 - модуль контроля,

14 - модуль питания,

15 - основной двунаправленный мультиплексный канал информационного обмена,

16 - резервный двунаправленный мультиплексный канал информационного обмена.

17 - бортовое радиоэлектронное оборудование БРЭО.

Предлагаемая система предупреждения критических режимов маневренных самолетов содержит первый датчик угла атаки 1, второй датчик угла атаки 2, датчик угла скольжения 3, датчик линейных ускорений 6, устройство ограничения предельных режимов 7, речевой информатор 8, индикатор 5 и связанный с ним блок формирования сигналов индикации 4, взаимодействующие по основному двунаправленному мультиплексному каналу информационного обмена 15 и резервному двунаправленному мультиплексному каналу информационного обмена 16 с блоком вычислительного устройства 9, содержащем модуль приема и выдачи аналоговых сигналов 10, модуль приема и выдачи разовых команд 11, модуль процессора 12, модуль контроля 13, модуль питания 14, взаимодействующий по основному двунаправленному мультиплексному каналу информационного обмена 15 и резервному двунаправленному мультиплексному каналу информационного обмена 16 с бортовым радиоэлектронным оборудованием 17.

Система предупреждения критических режимов работает следующим образом.

Первый и второй датчики углов атаки 1, 2, установленные на левом и правом бортах, измеряют местные углы атаки, а датчик угла скольжения 3, установленный в нижней части фюзеляжа - местный угол скольжения. Информация по местным углам атаки и скольжения через основной и резервный каналы 15, 16 поступает в модуль приема и выдачи аналоговых сигналов 10 и обрабатывается в модуле процессора 12 блока вычислительного устройства 9. Блок вычислительного устройства 9 по основному каналу информационного обмена 15 выдает информацию по истинным углам атаки и скольжения в бортовое радиоэлектронное оборудование, а также в блок формирования сигналов индикации 4 и устройство ограничения предельных режимов 7.

Датчик линейных ускорений 6, установленный в месте центра тяжести самолета или в непосредственной близости к нему в плоскости, перпендикулярной к плоскости XOZ самолета, вдоль оси OY, обеспечивает измерение линейных ускорений, действующих по его измерительной оси, и выдает информацию по текущему значению перегрузки. Информация по текущему значению перегрузки через основной и резервный каналы 15, 16 поступает в модуль приема и выдачи аналоговых сигналов 10 и обрабатывается в модуле процессора 12 блока вычислительного устройства 9. Блок вычислительного устройства 9 по каналу информационного обмена 16 выдает информацию по текущему значению нормальной перегрузки в бортовое радиоэлектронное оборудование, а также в блок формирования сигналов индикации 4 и устройство ограничения предельных режимов 7.

Блок формирования сигналов индикации 4 осуществляет управление по параметрам α_ист, α_{max доп}, n_y, n_{y max доп} и др. для отображения данных параметров на индикаторе 5.

Индикатор 5 обеспечивает индикацию истинных углов атаки α_ист, и максимально допустимых значений истинного угла атаки α_{max доп}, нормальной перегрузки n_y к минимально и к максимально допустимому значению перегрузки, а также фиксацию минимальной и максимальной перегрузки достигнутых в полете.

Устройство ограничения предельных режимов 7 по информации по сигналам α_тек≥α_{max доп}-α_{упреждения}, n_{y тек}≥n_{y maxдоп}-n_{y упреждения}, поступающих от блока вычислительного устройства 9 по каналу информационного обмена 16 обеспечивает ограничение управляющих сигналов на приводы управляющих поверхностей самолета.

Блок вычислительного устройства 9, содержащий модуль приема и выдачи аналоговых сигналов 10, модуль приема и выдачи разовых команд 11, модуль процессора 12, модуль контроля 13, модуль питания 14, является центральным вычислителем и обеспечивает формирование выходной информации в зависимости от входных сигналов по законам, реализованным в программе данного вычислителя на основании значений цифровых параметров угла атаки α, угла скольжения β, абсолютной высоты H_абс, числа Маха M, приборной скорости V_пр, абсолютной геометрической высоты H_г, угла тангажа υ, суммарного запаса топлива Gт, цифровой информации о внешних подвесках, поступающих от БРЭО 17 и наличии разовых команд от БРЭО 17. Помимо известных выражений описанных в (1) и (2) данный блок вычисляет параметры ограничений допустимых значений с учетом взаимосвязи ограничиваемых параметров, таких как приборная скорость V_доп=f(M, m, ν_i, H, ω_z, β, n_y…), высота H_доп=f(m, V, ν_i, V_y…) и других параметров в соответствии с законами ограничений. Вычисленные значения максимальной и минимальной допустимой приборной скорости V_{max доп}, V_{min доп}, максимального и минимального допустимого угла атаки α_{max доп} и α_{min доп}, максимальной и минимальной допустимой перегрузке n_{y max доп}, n_{y min доп}, максимальному допустимому числу M_{max доп}, текущему углу наклона траектории θ_тек, допустимому углу скольжения β_доп, полной массе объекта m_пол блок вычислительного устройства 9 выдает по основному двунаправленному мультиплексному каналу информационного обмена 15 и резервному двунаправленному мультиплексному каналу информационного обмена 16 в БРЭО 17. Так же блок вычислительного устройства 9 обеспечивает формирование информации о техническом состоянии входящих в него модулей и информации исправности входящего в систему оборудования.

Информацию о максимально допустимом значении истинного угла α_{max доп} и о максимально допустимом значении нормальной перегрузки n_{y max доп} блок 9 одновременно по основному двунаправленному мультиплексному каналу информационного обмена 15 и резервному двунаправленному мультиплексному каналу информационного обмена 16 выдает в устройство ограничения предельных режимов 7 и в блок формирования сигналов индикации 4.

При приближении текущих значений параметров α_ист, M, V_пр, β_ист, n_y к их допустимым значениям модуль процессора 12 формирует соответствующие предупреждающие сигналы «V_пред», «α», «n_y» и др. в модуль приема и выдачи разовых команд 11, которые по основному двунаправленному мультиплексному каналу информационного обмена 15 и резервному двунаправленному мультиплексному каналу информационного обмена 16 поступают в речевой информатор 9.

Модуль контроля 13 по основному двунаправленному мультиплексному каналу информационного обмена 15 и резервному двунаправленному мультиплексному каналу информационного обмена 16 взаимодействует первым и вторым датчиком угла атаки 1, 2, с датчиком угла скольжения 3 и с датчиком линейных ускорений 6 осуществляя тест-контроль работоспособности.

Модуль питания 14 формирует напряжения питания модуля приема и выдачи аналоговых сигналов 10, модуля приема и выдачи разовых команд 11, модуля процессора 12, модуля контроля 13, а также датчика линейных ускорений 6 и служит для их бесперебойного питания.

Речевой информатор 8 от блока вычислительного устройства 9 по основному двунаправленному мультиплексному каналу информационного обмена 15 и резервному двунаправленному мультиплексному каналу информационного обмена 16 получает предупреждающие сигналы «V_пред», «α», «n_y» и др. осуществляет речевое оповещение экипажа.

Основной двунаправленный мультиплексный канал информационного обмена 15 служит для сопряжения блоков системы и взаимодействия с БРЭО 17.

Резервный двунаправленный мультиплексный канал

информационного обмена 16 служит для сопряжения блоков системы и взаимодействия с БРЭО 17 в случаях отказа основного двунаправленного мультиплексного канала информационного обмена 15.

Бортовое радиоэлектронное оборудование БРЭО 17 включает в себя комплексную систему управления КСУ, систему воздушных сигналов СВС, регистратор и др.

Из вышеизложенного видно, что предложенная система предупреждения критических режимов маневренных самолетов позволяет решать задачи сигнализации при достижении минимальных и максимальных скоростей в зависимости от массы самолета с учетом параметров внешней подвески при формировании сигнализации об ограничении углов атаки и скольжения, а также крена самолета.

Claims (1)

1. Система предупреждения критических режимов для маневренных самолетов содержит первый и второй датчики углов атаки, датчик угла скольжения, связанные с вычислительным устройством, взаимодействующим с блоком формирования сигналов индикации, связанным с индикатором, отличающаяся тем, что в нее введен датчик линейных ускорений, связанный с вычислительным устройством, выполненным в виде блока, содержащего взаимосвязанные между собой модуль приема и выдачи аналоговых сигналов, модуль приема и выдачи разовых команд, модуль процессора, модуль контроля и модуль питания, причем блок вычислительного устройства по основному и резервному двунаправленным мультиплексным каналам информационного взаимодействия взаимодействует с устройством ограничения предельных режимов, речевым информатором и бортовым радиоэлектронным оборудованием.

   

Images