RU2057293C1

RU2057293C1 - Critical pitch angle indicator

Info

Publication number: RU2057293C1
Authority: RU
Inventors: С.С. Крылов; А.А. Серов; В.Н. Сиповский
Original assignee: Конструкторское бюро промышленной автоматики
Priority date: 1992-06-30
Filing date: 1992-06-30
Publication date: 1996-03-27

Abstract

FIELD: aeronautical engineering. SUBSTANCE: critical pitch angle indicator has present pitch-angle pick-off 1, two comparison units 2 and 5, critical pitch angle setter 3, altitude sensor 6, AND gate 7, indicator unit 8. 1-2-7-8, 3-2, 4-5-7, 6-5. EFFECT: enhanced reliability. 1 dwg

Description

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. The invention relates to devices that analyze the values of variables, and is intended for signaling a dangerous approach to the ground of the tail boom of a single-rotor helicopter during its approach.

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.It is known that, when approaching, aircraft must have a positive pitch angle (pitching). One of the instruments by which the current value of the pitch angle is determined is the gyro [1]
However, the gyrovertical, firstly, registers not only positive (pitching), but also negative (dive) pitch angles in an excessively wide range regardless of the specific flight mode, while the same pitch angle may be quite acceptable for some modes and supercritical for others, and secondly, since when landing the aircraft, the pilot's attention is directed to other objects of observation, the gyro-vertical falls out of its field of view.

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. In general, registration of the critical angle of the cabriolet when landing the aircraft does not apply to urgent tasks, since, with the exception of emergency situations, the aircraft approaches and lands itself under quite stable conditions: speed, altitude, direction, mileage, etc. Therefore, after acquiring the initial piloting skills, maintaining the required pitch angle is achieved by the pilot subconsciously, due to psychomotor reactions, and he does not need special devices for signaling the critical pitch angle.

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. The situation is different when piloting a helicopter. Since the main purpose of the helicopter is to fly outside aerodromes and land on unequipped platforms, they are characterized by such flight modes as pre-landing maneuvering at low speed and altitude with significant roll and pitch angles, absolutely excluded for the airplane modes such as tail forward, sideways , U-turns, etc. Under these conditions, the pilot’s attention is diverted to the processing of numerous incoming information, making adequate decisions and monitoring the critical value of the angle of the pitching may remain beyond his attention.

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. The need for this control is important for single-rotor helicopters with a long tail boom, since the quite acceptable pitch angle when flying in the zone turns out to be supercritical at low altitude (during landing). The relevance of registering the critical value of the angle of the cabriole is confirmed by the accident statistics of single-rotor helicopters, when with a large angle of cabriole before landing on the chassis, the tail boom, which has a significant overhang, clings to the ground of the landing site.

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).Closest to the invention is the block comparison limit roll (BSPK), manufactured by the Sverdlovsk branch of Z PMZ [2]
The well-known BSPK has a gyro-vertical, which in a particular case is a pitch angle sensor connected to a comparison device in which the limit value of the angle is set in flight mode (before landing). In the case when the current value of the angle reaches the maximum permissible value, the comparison device issues a command to the alarm device (the alarm can be either light or sound).

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. A disadvantage of the known device is that the device relates to general-purpose navigation equipment and does not take into account the difference between the flight modes in the zone and during landing, i.e. as indicated above, the quite acceptable pitch angle when flying in the area can be critical when landing.

Задачей изобретения является предотвращение аварийной ситуации вертолета одновинтовой схемы на посадке вследствие превышения критического угла кабрирования. The objective of the invention is to prevent an emergency situation of a helicopter single-rotor circuit landing due to exceeding the critical angle of the pitching.

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. The problem is solved in that the pitch critical angle indicator having a current pitch angle sensor (gyro vertical) connected through the comparison unit to the alarm unit, comprises a height sensor connected to the input of the second comparison unit, and a logical element And, two inputs of which are connected respectively to the outputs of the first and second comparison units, and the output to the alarm unit.

На чертеже показана принципиальная блок-схема сигнализатора. The drawing shows a schematic block diagram of a signaling device.

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. The signaling device comprises a sensor 1 of the current pitch angle value, which can be used as a gyro vertical connected to the input of the first comparison unit 2, for example, a comparator, to the second input of which a pitch pitch critical angle adjuster 3 is connected, and a height sensor 4, for example, a radio altimeter, connected to the input of the second comparison unit 5, to the second input of which the flight altitude adjuster 6 is connected, below the second, a signaling device, for example, a reference voltage source, starts to operate. The outputs of the first 2 and second 5 comparison units are connected to the corresponding inputs of the logic element AND 7, the outputs of which are connected to the signaling unit 8.

Устройство работает следующим образом. The device operates as follows.

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. In the comparison blocks 2 and 5, critical values of the pitch angle and flight altitude from the sensors 3 and 6 are respectively entered. The signals coming from the vertical 1 and the radio altimeter 4 are compared in critical blocks 2 and 5 with critical values. In case of exceeding the critical pitch angle and the flight altitude below the critical value, blocks 2 and 5 respectively give signals to element 7. When signals from blocks 2 and 5 simultaneously arrive at element 7, the latter gives a command signal to block 8, when triggered, the pilot makes a decision ( depending on the specific situation) to increase the height or decrease the angle of the cabrio.

Очевидно, что команда от элемента 7 может подаваться не только на блок 8 сигнализации, но и в любую соответствующую систему автоматического управления полетом. Obviously, the command from the element 7 can be supplied not only to the signaling unit 8, but also to any corresponding automatic flight control system.

Claims

PITCH CRITICAL ANGLE SIGNALIZER, comprising a current pitch angle sensor connected through a first comparison unit to an alarm unit, characterized in that an And element, a second comparison unit, as well as a height sensor and a critical flight altitude adjuster, are connected by outputs to the corresponding inputs of the second a comparison unit, wherein the first comparison unit is connected to the signaling unit through an AND element, the other input of which is connected to the output of the second comparison unit.