RU2099253C1 - Device for visual check of spatial attitude and speed of receiver aeroplane during in-flight refuelling - Google Patents
Device for visual check of spatial attitude and speed of receiver aeroplane during in-flight refuelling Download PDFInfo
- Publication number
- RU2099253C1 RU2099253C1 RU96110634A RU96110634A RU2099253C1 RU 2099253 C1 RU2099253 C1 RU 2099253C1 RU 96110634 A RU96110634 A RU 96110634A RU 96110634 A RU96110634 A RU 96110634A RU 2099253 C1 RU2099253 C1 RU 2099253C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- cone
- laser optical
- refueling
- control unit
- aircraft
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к системам дозаправки самолетов топливом в полете, и может быть использовано для обеспечения летчику заправляемого самолета возможности контролировать взаимное расположение заправочного конуса и топливоприемника и скорость их сближения в процессе контактирования при дозаправке. The invention relates to aircraft, in particular to systems for refueling aircraft with fuel in flight, and can be used to provide the pilot of a refuelable aircraft with the ability to control the relative position of the refueling cone and the receiver and the speed of their convergence in the process of contacting during refueling.
Изобретение может быть использовано в случаях, когда необходимо контролировать изменение расстояний между подвижными объектами, например между самолетами при полете в строю, между взлетно-посадочной полосой (ВПП) и самолетом при его приземлении, между речными и/или морскими судами при проходе в узких проливах или каналах и т.п. The invention can be used in cases where it is necessary to control the change in the distance between moving objects, for example between airplanes when flying in formation, between the runway and the airplane when it lands, between river and / or sea vessels when passing in narrow straits or channels, etc.
Дозаправку самолетов в полете осуществляют с целью увеличения дальности полета или времени нахождения в воздухе. Refueling aircraft in flight is carried out in order to increase the flight range or time spent in the air.
Наиболее распространена система дозаправки с гибким шлангом. На заправляемом самолете имеется топливоприемник (штанга с наконечником), а на самолете-заправщике топливный насос и барабан с гибким шлангом, на конце которого укреплен заправочный конус. Перед дозаправкой в полете на самолете-заправщике выпускают шланг с конусом. Заправляемый самолет пристраивают к заправщику и вводят топливоприемник в конус, где он фиксируется замком. Затем включают насос для перекачки топлива из баков заправщика в баки заправляемого самолета. Практическое выполнение дозаправки самолетов в полете требует высокого мастерства летчиков (Советская военная энциклопедия, М. Воениздат, 1977, т. 3, с. 220-221). The most common flexible hose refueling system. On a refueling aircraft there is a fuel receiver (rod with a tip), and on a refueling aircraft there is a fuel pump and a drum with a flexible hose, at the end of which a refueling cone is mounted. Before refueling in flight, a cone hose is released on a refueling aircraft. The refueling aircraft is attached to the tanker and the fuel receiver is inserted into the cone, where it is fixed with a lock. Then include a pump for pumping fuel from the tanks of the refueling tank to the tanks of the refueling aircraft. The practical implementation of aircraft refueling in flight requires high pilot skill (Soviet Military Encyclopedia, M. Voenizdat, 1977, v. 3, p. 220-221).
Наиболее ответственной операцией дозаправки самолета в полете является стыковка топливоприемника с конусом. Ее выполнение зависит от точности совмещения осей топливоприемника и конуса, а также выдерживания в процессе контактирования скорости полета заправляемого самолета в строго определенном диапазоне ее изменений. При этом все внимание летчика заправляемого самолета сосредоточено только на взаимном расположении конуса и топливоприемника и одновременном управлении тягой двигателя и пространственным положением самолета. The most critical operation of refueling an aircraft in flight is the docking of the fuel receiver with a cone. Its implementation depends on the accuracy of combining the axes of the fuel receiver and the cone, as well as keeping the speed of the refueling aircraft in the strictly defined range of its changes during contacting. Moreover, all the pilot's attention to the refueling aircraft is focused only on the relative position of the cone and the fuel receiver and the simultaneous control of the engine thrust and the spatial position of the aircraft.
В процессе контактирования, т.е. сближения топливоприемника с конусом с дистанции 15-10 м до 0, необходимо обеспечить точное управление самолетом по трем линейным координатам и скоростью сближения с самолетом-заправщиком при отсутствии на борту систем измерения и индикации указанных параметров. При этом точность выдерживания координат конуса должна быть не хуже 0,3-0,4 м, а скорость сближения должна превышать скорость самолета-заправщика на величину 1-2 м/с. In the process of contacting, i.e. the approach of the fuel receiver to the cone from a distance of 15-10 m to 0, it is necessary to ensure precise control of the aircraft in three linear coordinates and the speed of approach to the refueling aircraft in the absence of measurement and indication systems on board these parameters. At the same time, the accuracy of keeping the coordinates of the cone should be no worse than 0.3-0.4 m, and the approach speed should exceed the speed of the refueling aircraft by 1-2 m / s.
Промах топливоприемника может привести к соударению конуса (масса которого 45-60 кг) с корпусом самолета, вследствие чего могут быть повреждения как конуса, так и конструкции самолета, в частности разрушение радиопрозрачного обтекателя. Failure of the fuel receiver can lead to a collision of the cone (whose mass is 45-60 kg) with the aircraft body, as a result of which there may be damage to both the cone and the aircraft structure, in particular, the destruction of the radiolucent fairing.
При меньшей скорости сближения и попадании топливоприемника в конус не срабатывает замок конуса, вследствие чего увеличивается время контактирования и происходит раскачка заправляемого самолета в возмущенном заправщиком потоке. При большей скорости сближения процесс становится слишком быстротечным и летчик не успевает навести топливоприемник на конус, а при попадании
происходит сильный толчок (удар) по конусу, что приводит к колебательному движению шланга ("эффект хлыста") и раскачке конуса в вертикальной плоскости, вследствие чего, как правило, происходит разрушение (облом) топливоприемника или обрыв шланга.At a lower speed of approach and hit of the fuel receiver into the cone, the cone lock does not work, as a result of which the contact time increases and the refueling aircraft builds up in a flow perturbed by the refueling tank. With a higher convergence rate, the process becomes too fleeting and the pilot does not have time to point the fuel receiver to the cone, but when hit
there is a strong push (hit) on the cone, which leads to an oscillatory movement of the hose ("whip effect") and the cone to swing in a vertical plane, as a result of which, as a rule, the fuel receiver is destroyed (breakdown) or the hose breaks.
Поэтому успешная стыковка заправочных устройств (конуса и топливоприемника) при дозаправке в полете в определяющей мере зависит от мастерства и физиологического состояния летчика заправляемого самолета. Therefore, the successful docking of refueling devices (cone and fuel receiver) during in-flight refueling to a certain extent depends on the skill and physiological state of the pilot of the refueling aircraft.
Для отработки навыков в технике пилотирования, включая работу с двигателями при дозаправке в полете, на каждого летчика требуется не менее 10 тренировочных полетов с заправщиком без перекачки топлива, после чего вероятность контактирования достигает 0,6-0,95. Однако это связано со значительными материальными и финансовыми расходами на подготовку летного состава и не гарантирует 100-процентное контактирование с первого захода. To develop skills in the piloting technique, including working with engines when refueling in flight, at least 10 training flights with a refueling tank without pumping fuel are required for each pilot, after which the probability of contact reaches 0.6-0.95. However, this is associated with significant material and financial costs for the training of flight personnel and does not guarantee 100% contact from the first call.
Снижение требований к мастерству летчиков является основной проблемой практического выполнения дозаправки самолетов в полете, чем и определяется развитие систем дозаправки с гибким шлангом. При этом наблюдается тенденция создания систем с управляемым конусом. Reducing the requirements for the skill of pilots is the main problem of the practical implementation of refueling aircraft in flight, which determines the development of refueling systems with a flexible hose. At the same time, there is a tendency to create systems with a controlled cone.
Известное устройство управления пространственным положением конуса содержит установленный на топливоприемнике точечный источник света и установленные на конусе последовательно включенные 4-х квадрантный фотоприемник, устройство обработки сигналов и формирования команд управления, рулевую машинку. При этом конус снабжен установленными во взаимоперпендикулярных плоскостях ребрами с отклоняющимися пластинами (элеронами). Если оси конуса и топливоприемника не совпадают, устройство вырабатывает сигнал управления в рулевую машинку, которая отклоняет элероны, и конус перемещается в вертикальной плоскости, минимизируя величину взаимного отклонения осей конуса и топливоприемника (Заявка РСТ N WO 91/06471, 1991, кл. B 64 D 39/00, G 01 S). The known device for controlling the spatial position of the cone contains a point light source mounted on the fuel receiver and a 4-quadrant photodetector, a signal processing and control command generation device, and a steering wheel mounted on the cone. In this case, the cone is equipped with ribs installed in mutually perpendicular planes with deflecting plates (ailerons). If the axes of the cone and the fuel receiver do not match, the device generates a control signal to the steering machine, which deflects the ailerons, and the cone moves in a vertical plane, minimizing the mutual deviation of the axes of the cone and the fuel receiver (PCT Application N WO 91/06471, 1991, class B 64
Причиной, препятствующей достижению указанного ниже технического результата при использовании известного устройства, является отсутствие в нем информационного канала о скорости сближения топливоприемника с конусом. Размещение на конусе высокоточных оптикоэлектронных устройств снижает надежность системы дозаправки в целом. The reason that impedes the achievement of the technical result indicated below when using the known device is the lack of an information channel about the approach speed of the fuel receiver with the cone. Placing on the cone high-precision optoelectronic devices reduces the reliability of the refueling system as a whole.
Известно устройство управления конусом системы дозаправки в полете, содержащее укрепленные на топливоприемнике заправляемого самолета источники света и систему определения пространственного положения конуса и управления его положением относительно топливоприемника. Оборудование этой системы размещено на конусе и на борту самолета-заправщика. A device for controlling the cone of an in-flight refueling system is known that comprises light sources mounted on the fuel receiver of a refueling aircraft and a system for determining the spatial position of the cone and controlling its position relative to the fuel receiver. The equipment of this system is located on the cone and on board the refueling aircraft.
В качестве источника света использованы четыре лазерных диода или светодиода, установленные в корпусе в диаметрально противоположных точках. Лучи источника света съюстированы с осью топливоприемника. На юбке конуса в диаметрально противоположных точках закреплены четыре электрооптических датчика, каждый из которых состоит из микролинзы и фотодетектора. В качестве фотодетектора использован 4-х квадрантный фотодиод или микрокамера. "Вертикальная" и "горизонтальная" пары электрооптических датчиков взаимодействуют с соответствующими парами лазерных диодов, установленных на топливоприемнике. Фотодетекторы датчиков чувствительны к положению светового пятна на их поверхности. Таким образом, "вертикальные" и "горизонтальные" пары лазерных диодов на топливоприемнике и соответствующие пары электрооптических датчиков на конусе образуют систему определения координат положения конуса относительно топливоприемника в вертикальной и горизонтальной плоскостях. Four laser diodes or LEDs installed in the housing at diametrically opposite points are used as a light source. The rays of the light source are aligned with the axis of the fuel receiver. Four electro-optical sensors are fixed on the cone skirt at diametrically opposite points, each of which consists of a microlens and a photodetector. As a photodetector, a 4-quadrant photodiode or micro-camera is used. The “vertical” and “horizontal” pairs of electro-optical sensors interact with the corresponding pairs of laser diodes mounted on the fuel receiver. Photodetectors of sensors are sensitive to the position of the light spot on their surface. Thus, the "vertical" and "horizontal" pairs of laser diodes on the fuel receiver and the corresponding pairs of electro-optical sensors on the cone form a system for determining the coordinates of the position of the cone relative to the fuel receiver in the vertical and horizontal planes.
Выходы электрооптических датчиков подключены к расположенной на борту самолета-заправщика системе обработки сигналов и формирования команд управления пространственным положением конуса. The outputs of the electro-optical sensors are connected to a signal processing and command formation command for controlling the spatial position of the cone located on board the refueling aircraft.
В корпусе юбки конуса в плоскости, перпендикулярной оси конуса, в диаметрально противоположных точках установлены четыре газовые форсунки, сообщающиеся посредством трубопровода (шланга) с источником сжатого воздуха или газа, установленного на самолете-заправщике. Указанные газовые форсунки также образуют "вертикальную" и "горизонтальную" пары и входят в систему управления пространственным положением конуса. Four gas nozzles are installed in the body of the cone skirt in a plane perpendicular to the axis of the cone at diametrically opposite points, communicating via a pipeline (hose) with a source of compressed air or gas mounted on a refueling aircraft. These gas nozzles also form a "vertical" and "horizontal" pairs and are included in the control system of the spatial position of the cone.
Описанное устройство работает следующим образом. Излучаемые источником света лучи два в вертикальной плоскости и два в горизонтальной попадают на соответствующие электрооптические датчики, установленные на юбке конуса. При точном совмещении осей топливоприемника и конуса сигналы на выходе датчиков отсутствуют. При изменении положения топливоприемника относительно конуса датчики вырабатывают сигналы, пропорциональные величине отклонения в вертикальной и горизонтальной плоскостях. После соответствующей обработки вычислитель системы вырабатывает управляющие сигналы, которые приводят в действие соответствующие газовые форсунки. Под действием реактивных струй сжатого воздуха конус перемещается в вертикальной и горизонтальной плоскостях вслед за топливоприемником до момента совмещения их осей (патент США N 5.326.052, 1994, кл. 244-135A, B 64 D 39/00). The described device operates as follows. The rays emitted by the light source two in the vertical plane and two in the horizontal fall on the corresponding electro-optical sensors mounted on the cone skirt. With the exact combination of the axes of the fuel receiver and the cone, there are no signals at the output of the sensors. When changing the position of the fuel receiver relative to the cone, the sensors generate signals proportional to the magnitude of the deviation in the vertical and horizontal planes. After appropriate processing, the system calculator generates control signals that drive the corresponding gas nozzles. Under the influence of jet streams of compressed air, the cone moves in the vertical and horizontal planes after the fuel receiver until the moment of alignment of their axes (US patent N 5.326.052, 1994, CL 244-135A, B 64
Причиной, препятствующей достижению указанного ниже технического результата при использовании известного устройства, является следующее. Датчики, установленные на юбке конуса, являются высокоточными приборами и в случае выхода из строя хотя бы одного из них устройство становится неработоспособным. В результате даже легкого удара топливоприемником по юбке или столкновения конуса с заправляемым самолетом при промахе они могут быть повреждены. Все это снижает надежность работы всей системы дозаправки. The reason that impedes the achievement of the following technical result when using the known device is the following. The sensors mounted on the cone skirt are high-precision devices and in case of failure of at least one of them, the device becomes inoperative. As a result of even a slight hit by the fuel receiver on the skirt or collision of the cone with the refueling aircraft during a miss, they can be damaged. All this reduces the reliability of the entire refueling system.
Кроме того, заправочный конус находится в мощном воздушном потоке и благодаря своей конструкции обладает значительной инертностью. Для его перемещения перпендикулярно потоку требуется большой расход сжатого воздуха или газа через форсунки, что усложняет систему дозаправки, т.к. требуется дополнительный шланг, устройство управления форсунками. Учитывая массу конуса (45-60 кг) и его аэродинамические качества, время перемещения конуса в новое положение может быть значительным (порядка единиц минут), что увеличивает время контактирования и затрудняет летчику управление скоростью сближения заправляемого самолета в оптимальном режиме. In addition, the filling cone is located in a powerful air stream and, due to its design, has significant inertness. To move it perpendicular to the flow, a large flow of compressed air or gas through the nozzles is required, which complicates the refueling system, since additional hose required, nozzle control device. Given the mass of the cone (45-60 kg) and its aerodynamic qualities, the time it takes to move the cone to a new position can be significant (of the order of minutes), which increases the contact time and makes it difficult for the pilot to control the approach speed of the refueling aircraft in the optimal mode.
Поскольку контроль пространственного положения конуса относительно топливоприемника и управление конусом осуществляется с самолета-заправщика, то летчику заправляемого самолета отводится роль пассивного наблюдателя процесса наведения конуса на топливоприемник. Сближение с конусом он может начать только по команде с самолета-заправщика. Т.к. прямая или косвенная информация о скоростных параметрах сближения с конусом у летчика отсутствует, то, управляя скоростью сближения, он должен полагаться лишь на свое мастерство и интуицию. Since the spatial position of the cone relative to the fuel receiver is controlled and the cone is controlled from the refueling aircraft, the pilot of the refueling aircraft is assigned the role of a passive observer of the process of pointing the cone to the fuel receiver. He can begin rapprochement with a cone only on command from a refueling aircraft. Because There is no direct or indirect information about the speed parameters of approaching the cone for the pilot; then, controlling the speed of approach, he must rely only on his skill and intuition.
Задачей, на решение которой направлено заявленное изобретение, является разработка и создание простого и надежного средства визуального контроля, позволяющего упростить дозаправку самолетов в полете за счет обеспечения летчика заправляемого самолета визуальной информацией о пространственных и скоростных параметрах сближения самолета с заправочным конусом, что повышает вероятность дозаправки с первого захода в любое время суток, особенно в условиях вечерних сумерок и ночи, и снижает требования к квалификации летчиков. The problem to which the claimed invention is directed is the development and creation of a simple and reliable means of visual control to simplify the refueling of aircraft in flight by providing the pilot of the refueling aircraft with visual information about the spatial and speed parameters of the approach of the aircraft to the refueling cone, which increases the likelihood of refueling with the first call at any time of the day, especially in the conditions of evening twilight and night, and reduces the requirements for the qualification of pilots.
Технический результат, достигаемый при осуществлении изобретения, заключается в повышении точности наведения топливоприемника на центр конуса и управления скоростью сближения заправляемого самолета с конусом в процессе контактирования. The technical result achieved by the implementation of the invention is to increase the accuracy of pointing the fuel receiver to the center of the cone and control the speed of approach of the refueling aircraft with the cone in the contact process.
Указанный технический результат достигается тем, что в известное устройство дозаправки самолетов в полете, содержащее установленный на заправляемом самолете источник света, лучи которого съюстированы с осью топливо приемника, введен блок управления источником света, при этом источник света выполнен в виде среднего и двух боковых лазерных оптических модулей, причем боковые модули установлены с возможностью углового перемещения относительно среднего модуля, блок управления источником света содержит модулятор яркости среднего лазерного луча, модулятор яркости одного бокового лазерного луча, блок контроля, пульт управления, устройство программного разведения боковых лазерных оптических модулей, блок питания, причем модулятор яркости среднего и модулятор яркости одного бокового лазерного лучей подключены к блоку питания и блоку контроля, который соединен с блоком питания и пультом управления, один выход которого соединен с блоком питания, а второй выход с первым входом устройства программного разведения боковых лазерных оптических модулей, второй вход которого соединен с блоком питания, при этом исполнительный орган устройства программного разведения кинематически связан с корпусами боковых лазерных оптических модулей, выходы модулятора яркости среднего и модулятора яркости одного бокового лазерных лучей подключены соответственно к входам среднего и одного бокового оптического модулей, вход другого лазерного оптического модуля соединен с блоком контроля, к которому подключены выходы среднего и обоих боковых лазерных оптических модулей. The specified technical result is achieved by the fact that in the known device for refueling aircraft in flight, containing a light source mounted on a refueling aircraft, the rays of which are aligned with the axis of the receiver fuel, a light source control unit is introduced, while the light source is made in the form of an average and two side laser optical modules, and the side modules are installed with the possibility of angular movement relative to the middle module, the light source control unit contains a brightness modulator of the middle laser beam, the brightness modulator of one side laser beam, a control unit, a control panel, a device for software dilution of the side laser optical modules, a power supply, moreover, the average brightness modulator and the brightness modulator of one side laser beam are connected to the power supply and the control unit, which is connected to the unit power supply and control panel, one output of which is connected to the power supply unit, and the second output with the first input of the device for software dilution of the side laser optical modules, the second input of which is connected inen with a power supply, while the executive body of the software dilution device is kinematically connected with the casings of the side laser optical modules, the outputs of the middle brightness modulator and the brightness modulator of one side laser beams are connected respectively to the inputs of the middle and one side optical modules, the input of another laser optical module is connected to a control unit to which the outputs of the middle and both side laser optical modules are connected.
Лазерный оптический модуль содержит смонтированные в цилиндрическом корпусе на общей оптической оси оптическую систему, лазерный излучатель в красном спектральном диапазоне с встроенным фотодиодом, при этом боковые лазерные оптические модули снабжены осью вращения. The laser optical module comprises an optical system mounted in a cylindrical housing on a common optical axis, a laser emitter in the red spectral range with an integrated photodiode, and the lateral laser optical modules are provided with a rotation axis.
Модуляторы яркости лазерных лучей содержат каждый последовательно включенные датчик тока, схему сравнения, генератор импульсов, управляющий элемент, выход которого подключен к датчику тока, при этом ко второму входу схемы сравнения подключен датчик эталонного тока. The brightness modulators of laser beams contain each series-connected current sensor, a comparison circuit, a pulse generator, a control element, the output of which is connected to a current sensor, while a reference current sensor is connected to the second input of the comparison circuit.
Блок контроля содержит первый, второй и третий усилитель тока фотодиодов, выходы которых подключены соответственно к первому, второму и третьему пороговым устройствам, четвертое, пятое и шестое пороговое устройства, блок принятия решения, при этом выходы всех пороговых устройств подключены к блоку принятия решения. The control unit contains the first, second and third current amplifier of photodiodes, the outputs of which are connected respectively to the first, second and third threshold devices, the fourth, fifth and sixth threshold devices, a decision block, while the outputs of all threshold devices are connected to the decision block.
Устройство программного разведения боковых лазерных оптических модулей содержит последовательно включенные схему управления, электропривод, связанный через редуктор с исполнительным органом, выполненным в виде кулачка, профильные выступы которого находятся в контакте с корпусами боковых лазерных оптических модулей, при этом кривизна профильных выступов кулачка определяется формулой:
r T•(Rк/l),
где T расстояние от оси вращения бокового лазерного оптического модуля до точки контакта его корпуса с профильным выступом кулачка;
Rк радиус фронтальной проекции конуса;
l расстояние между заправляемым самолетом и конусом.The device for software dilution of the side laser optical modules contains a control circuit connected in series, an electric drive connected through a gearbox to an actuator made in the form of a cam, the profile protrusions of which are in contact with the cases of the side laser optical modules, the curvature of the profile projections of the cam is determined by the formula:
r T • (R k / l),
where T is the distance from the axis of rotation of the lateral laser optical module to the point of contact of its body with the profile protrusion of the cam;
R to the radius of the frontal projection of the cone;
l distance between the refueling aircraft and the cone.
Укажем на причинно-следственные связи признаков устройства и указанного выше технического результата. Лазерные оптические модули формируют световые лучи заданной конфигурации, которые летчик совмещает с контуром конуса и управляет самолетом в горизонтальной и вертикальной плоскостях и его скоростью так, чтобы в процессе сближения с конусом световые пятна от боковых лучей не выходили на пределы ширины юбки конуса. Блок управления источником света обеспечивает программное разведение боковых лучей от их исходного (параллельно друг другу) положения на равные углы со скоростью, пропорциональной оптимальной для данного типа самолета скорости сближения с конусом. Таким образом, удержание конфигурации световых пятен на конусе в неизменном виде в процессе контактирования вынуждает летчика заправляемого самолета поддерживать скорость сближения с конусом, близкой к оптимальной. Это обусловлено тем, что синхронное разведение боковых лучей жестко связано с изменением расстояния между заправляемым самолетом и конусом и осуществляется независимо от воли летчика. We point out the cause-effect relationships of the features of the device and the above technical result. Laser optical modules generate light beams of a given configuration, which the pilot combines with the contour of the cone and controls the aircraft in horizontal and vertical planes and its speed so that when approaching the cone, the light spots from the side rays do not extend beyond the width of the cone skirt. The light source control unit provides programmed dilution of the lateral rays from their initial (parallel to each other) position at equal angles with a speed proportional to the approach speed with the cone optimal for this type of aircraft. Thus, keeping the configuration of the light spots on the cone unchanged during the contact process forces the pilot of the refueling aircraft to maintain the approach speed with the cone close to optimal. This is due to the fact that the synchronous dilution of the side rays is rigidly associated with a change in the distance between the refueling aircraft and the cone and is carried out regardless of the will of the pilot.
Проведенный заявителем анализ уровня техники показал, что в выявленных источниках патентной и научно-технической информации решения, характеризующиеся признаками, тождественными всем признакам заявленного устройства отсутствуют, а изобретение явным образом из уровня техники не следует. Это дает основания полагать, что заявленное изобретение соответствует условиям патентоспособности "новизна" и "изобретательский уровень". The analysis of the prior art by the applicant showed that in the identified sources of patent and scientific and technical information, solutions characterized by features identical to all the features of the claimed device are absent, and the invention does not follow explicitly from the prior art. This gives reason to believe that the claimed invention meets the conditions of patentability "novelty" and "inventive step".
Сущность изобретения поясняется чертежами. The invention is illustrated by drawings.
На фиг. 1 показана схема устройства лазерного оптического модуля, на которой изображены: 1 корпус, 2 лазер (Л), 3 встроенный фотодиод (ФД), 4 объектив, 5 маска, 6 светопрозрачный защитный обтекатель, 7 ось вращения (У боковых модулей). In FIG. 1 shows a diagram of the device of the laser optical module, which shows: 1 housing, 2 laser (L), 3 built-in photodiode (PD), 4 lens, 5 mask, 6 translucent protective fairing, 7 axis of rotation (At the side modules).
На фиг. 2 представлена структурная схема устройства визуального контроля, на которой изображены: 8, 10 боковые лазерные оптические модули (БЛОМ), 9 средний лазерный оптический модуль (СЛОМ), 11 модулятор яркости среднего лазерного луча (М9), 12 модулятор яркости бокового лазерного луча (М10), 13 блок контроля (БК), 14 пульт управления (ПУ), 15 блок питания (БП), 16 устройство программного разведения БЛОМ. In FIG. 2 is a structural diagram of a visual control device, which shows: 8, 10 side laser optical modules (BLOM), 9 middle laser optical module (SLOM), 11 brightness modulator of the middle laser beam (M9), 12 brightness modulator of the side laser beam (M10 ), 13 control unit (BC), 14 control panel (PU), 15 power supply unit (BP), 16 BLOM programmatic breeding device.
На фиг. 3 представлена структурная схема модулятора яркости среднего лазерного луча (схема модулятора яркости бокового лазерного луча идентична), на которой обозначены: 17 датчик тока (ДТ), 18 схема сравнения (СС), 19 - генератор эталонного тока (ГЭТ), 20 генератор импульсов (ГИ), 21 - управляющий элемент (УЭ). In FIG. Figure 3 shows the structural diagram of the brightness modulator of the middle laser beam (the brightness modulator of the side laser beam is identical), on which are indicated: 17 current sensor (DT), 18 comparison circuit (CC), 19 - reference current generator (GET), 20 pulse generator ( GI), 21 - control element (UE).
На фиг. 4 представлена структурная схема блока контроля, на которой изображены: 22, 23, 24 усилители тока фотодиодов, 25, 26, 27, 28, 29, 30 - пороговые устройства, 31 блок принятия решения (БПР). In FIG. 4 is a structural diagram of a control unit, which shows: 22, 23, 24 photodiode current amplifiers, 25, 26, 27, 28, 29, 30 - threshold devices, 31 decision block (BPR).
На фиг. 5 представлена структурная схема устройства программного разведения боковых лазерных оптических модулей, на ней изображены: 32 схема управления (СУ), 33 электропривод (ЭП), 34 редуктор, 35 исполнительный орган -кулачок (К), 8,10 БЛОМ. In FIG. 5 is a structural diagram of a device for software-based dilution of lateral laser optical modules, it shows: 32 control circuit (SU), 33 electric drive (EP), 34 gearbox, 35 actuator-cam (K), 8.10 BLOM.
На фиг. 6 показан принцип программного разведения боковых лазерных оптических модулей, на ней изображены: 8, 10 -БЛОМ (пунктирными линиями показано исходное положение), 7 ось вращения БЛОМ, 35 кулачок (К), 36 - профильные выступы кулачка (К), 37 пружинный механизм, α угол поворота БЛОМ, Т расстояние от оси вращения БЛОМ до точки контакта его корпуса с профильным выступом кулачка (К). In FIG. 6 shows the principle of software dilution of the side laser optical modules, it shows: 8, 10-BLOM (dashed lines show the initial position), 7 axis of rotation of the BLOM, 35 cam (K), 36 - profile projections of the cam (K), 37 spring mechanism , α is the angle of rotation of the BLOM, T is the distance from the axis of rotation of the BLOM to the point of contact of its body with the profile protrusion of the cam (K).
На фиг. 7 показано пространственное положение заправочных элементов и лазерных лучей, на ней изображены: 38 шланг, 39 корпус заправочного конуса, 40 набор направляющих спиц, 41 юбка конуса, 42 топливоприемник, 8, 10 боковые лазерные оптические модули, 9 средний лазерный оптический модуль, 43, 45 боковые световые лучи, 44 средний световой луч, 
На фиг. 8 представлены эпюры модуляции среднего (9) и одного бокового (10) лазерных лучей. In FIG. Figure 8 shows diagrams of modulation of the middle (9) and one side (10) laser beams.
На фиг. 9 изображена конфигурация световых пятен на конусе от лазерных лучей (сплошная затушевка световое пятно от немодулированного луча (43), штриховка световое пятно от модулированного луча (44, 45) при неточном наведении топливоприемника на конус в горизонтальной плоскости: а) уклонение вправо, б) уклонение влево. In FIG. Figure 9 shows the configuration of light spots on a cone from laser beams (continuous shading of a light spot from an unmodulated beam (43), hatching of a light spot from a modulated beam (44, 45) with inaccurate aiming of the fuel receiver on a cone in a horizontal plane: a) deviation to the right, b) evasion to the left.
На фиг. 10 изображена конфигурация световых пятен на конусе при точном наведении топливоприемника на конус:
а) скорость сближения заправляемого самолета с конусом соответствует требуемой (световые пятна неподвижны);
б) скорость сближения выше требуемой (световые пятна смещаются внутрь контура конуса);
в) скорость сближения ниже требуемой (световые пятна смещаются за пределы контура конуса).In FIG. 10 shows the configuration of light spots on the cone when the fuel receiver is precisely guided on the cone:
a) the approach speed of the refueling aircraft with the cone corresponds to the required (light spots are stationary);
b) the approach speed is higher than the required one (light spots are shifted inside the cone contour);
c) the approach speed is lower than required (light spots are shifted beyond the contour of the cone).
На фиг. 11 показан диапазон изменения относительной скорости сближения (Δvc) заправляемого самолета в зависимости от расстояния (1) до конуса: I - верхняя граница диапазона изменения скорости сближения заправляемого самолета с конусом, II нижняя граница, III оптимальное превышение скорости заправляемого самолета относительно скорости конуса (самолета-заправщика) при сближении с ним.In FIG. 11 shows the range of change in the relative approach speed (Δv c ) of the refueling aircraft depending on the distance (1) to the cone: I - the upper limit of the range of variation of the approach speed of the refueling aircraft with the cone, II lower boundary, III the optimal excess of the speed of the refueling aircraft relative to the speed of the cone ( refueling aircraft) when approaching it.
Согласно изобретению, устройство визуального контроля точности управления пространственным положением и скоростью заправляемого самолета при дозаправке в полете содержит установленные на заправляемом самолете источник света и блок управления им. According to the invention, a device for visual control of the accuracy of controlling the spatial position and speed of a refueling aircraft during refueling in flight comprises a light source and a control unit mounted on a refueling aircraft.
Источник света выполнен в виде трех идентичных лазерных оптических модулей: двух боковых (БЛОМ) и среднего (СЛОМ), установленных на общей монтажной плите. The light source is made in the form of three identical laser optical modules: two side (BLOM) and middle (SLOM) mounted on a common mounting plate.
Лазерный оптический модуль (фиг. 1) содержит корпус 1, в котором соосно установлены лазер 2 с встроенным фотодиодом (ФД)3, объектив 4 и маска 5. Открытый конец корпуса 1 снабжен светопрозрачным защитным обтекателем 6. В качестве лазера использован малогабаритный полупроводниковый лазер, например типа SPL-3030, с встроенным фотодиодом, ФД 3 служит для контроля мощности излучения лазера. Маска 5 выполнена в виде непрозрачной пластины с продольным прямоугольным отверстием в ее центральной части. Отверстие в маске 5 СЛОМ ориентировано перпендикулярно отверстиям в масках 5 СЛОМ, которые установлены параллельно друг другу. БЛОМ выполнен с возможностью углового перемещения относительно исходного положения, при котором продольные оси всех трех лазерных оптических модулей параллельны. Для этого БЛОМ снабжены осью вращения 7. СЛОМ закреплен неподвижно. The laser optical module (Fig. 1) contains a housing 1, in which a laser 2 with an integrated photodiode (PD) 3, a lens 4 and a
БЛОМ 8, СЛОМ 9 и БЛОМ 10 подключены к блоку управления источником света (фиг. 2), который содержит модулятор яркости среднего лазерного луча (М9)11, модулятор яркости бокового лазерного луча (М10)12, блок контроля (БК)13, пульт управления (ПУ)14, блок питания (БП)15, устройство программного разведения боковых лазерных лучей (УР)16.
При этом выходы модуляторов М9 11 и М10 12 подключены соответственно к входу СЛОМ 9 и БЛОМ 10, выходы ФД БЛОМ 8, СЛОМ 9 и БЛОМ 10 подключены к первому, второму и третьему входам БК 13, четвертый и пятый входы которого соединены соответственно с М9 11 и М10 12, а шестой вход с БП 15, выходы которого также подключены к М9 11 и М10 12. БК 13 последовательно соединен с ПУ 14, БП 15 и УР 16. Кроме того, второй выход ПУ 14 соединен со вторым входом УР 16, исполнительный орган которого кинематически связан с корпусами БЛОМ 8 и БЛОМ 10. The outputs of the
Модуляторы М9 и М10 выполнены по идентичным схемам и каждый из них содержит (фиг. 3) последовательно включенные детектор тока (ДТ)17, схему сравнения (СС)18, генератор импульсов (ГИ)20, управляющий элемент (УЭ)21, выход которого соединен с ДТ 17. Ко второму входу СС 18 подключен генератор эталонного тока (ГЭТ) 19. При этом вторые выходы ДТ 17 модулятора М9 и М10 подключены соответственно к СЛОМ 9 и БЛОМ 10, второй и третий входы ГИ 20 соединены соответственно с БК 13 и БП 15, а второй вход УЭ 21 с БП 15. Modulators M9 and M10 are made according to identical schemes and each of them contains (Fig. 3) a series-connected current detector (DT) 17, a comparison circuit (SS) 18, a pulse generator (GI) 20, a control element (UE) 21, the output of which connected to the
Блок контроля (БК) 13 содержит (фиг. 4) последовательно включенные усилитель тока ФД 3 БЛОМ 8 (У1) 22 и первое пороговое устройство (ПУ1) 25, усилитель тока ФД 3 СЛОМ 9 (У2) 23 и второе пороговое устройство (ПУ2) 26, усилитель тока ФД 3 БЛОМ 10 (У3)24 и третье пороговое устройство (ПУ3) 27, четвертое пороговое устройство (ПУ4) 28, пятое пороговое устройство (ПУ5) 29, шестое пороговое устройство (ПУ6) 30, блок принятия решения (БПР) 31. При этом выходы У1 22, У2 23, У3 24 помимо связи с соответствующими ПУ1 25, ПУ2 26 и ПУ3 27 соединены с первым, вторым и третьим входами БПР 31, к четвертому, пятому и шестому входам которого подключены выходы ПУ1 25, ПУ2 26, ПУ3 27, а к седьмому, восьмому и девятому входам подключены выходы соответственно ПУ4 28, ПУ5 29 и ПУ6 30. Кроме того, БПР 31 связан с блоком питания (БП) 15. Первый и второй выходы БПР 31 соединены соответственно с М9 11 и М10 12, третий выход - с ПУ 14, а четвертый выход с входом БЛОМ 8. The control unit (BC) 13 comprises (Fig. 4) a PD 3 current amplifier BLOM 8 (U1) 22 and a first threshold device (PU1) 25, a PD 3 current amplifier SLOM 9 (U2) 23 and a second threshold device (PU2) 26, the current amplifier PD 3 BLOM 10 (U3) 24 and the third threshold device (PU3) 27, the fourth threshold device (PU4) 28, the fifth threshold device (PU5) 29, the sixth threshold device (PU6) 30, the decision block (BPR ) 31. In this case, the
Блок принятия решения представляет собой электронное решающее устройство, вырабатывающее выходной сигнал в зависимости от знака и величины отклонения входного сигнала от порогового значения. БПР 31 строится по известным правилам инженерного проектирования. The decision block is an electronic solver that generates an output signal depending on the sign and magnitude of the deviation of the input signal from the threshold value.
Устройство программного разведения боковых лазерных оптических модулей (фиг. 5) содержит последовательно включенные схему управления (СУ) 32, электропривод (ЭП) 33, редуктор (Р) 34, который кинематически, например при помощи червячной передачи, связан с исполнительным механизмом 35. В качестве ЭП 33 использован шаговый мотор. СУ 32 входит в комплект заводской поставки шагового мотора. Исполнительный механизм 35 выполнен в виде кулачка (К) с профильными выступами, которые кинематически взаимодействуют (контактируют) с корпусами БЛОМ 8 и БЛОМ 10. При этом вход СУ 32 подключен к ПУ 14 и БП 15, к которому также подключен ЭП 33. The device for the software dilution of the side laser optical modules (Fig. 5) contains serially connected control circuit (SU) 32, electric drive (EP) 33, gearbox (P) 34, which is kinematically, for example by means of a worm gear, connected to the
Форма кулачка 35 с профильными выступами 36 показана на фиг. 6. Это диск, имеющий диаметрально расположенные и противоположно направленные профильные выступы 36. Величина радиуса диска Rg выбрана из условия обеспечения параллельности боковых лазерных лучей (когда БЛОМ 8 и БЛОМ 10 находятся в исходном положении показано пунктиром) и попадания их на юбку заправочного конуса с дистанции контактирования. Радиус кривизны профильных выступов определяется по формуле:
r T•(Rk/l),
где T расстояние от оси вращения 7 БЛОМ до точки контакта его корпуса с профильным выступом 36 кулачка 35,
Rk радиус фронтальной проекции конуса,
l расстояние между заправляемым самолетом и конусом.The shape of the
r T • (R k / l),
where T is the distance from the axis of rotation of 7 BLOM to the point of contact of its body with the
R k is the radius of the frontal projection of the cone,
l distance between the refueling aircraft and the cone.
Для обеспечения возвращения отклоненных БЛОМ в исходное положение (параллельное друг другу и СЛОМ) служит пружинный механизм 37. To ensure the return of the deflected BLOM to its original position (parallel to each other and SLOM) serves as a
Пульт управления (14) выполнен на типовых элементах по правилам инженерного проектирования и эргономики. Он установлен в кабине летчика и позволяет ему включать устройство, управлять всеми блоками, оценивать их работоспособность. Индикация соответствующих режимов работы устройства может быть выведена на лобовое стекло кабины самолета. The control panel (14) is made on standard elements according to the rules of engineering design and ergonomics. It is installed in the cockpit and allows it to turn on the device, control all units, evaluate their performance. Indication of the corresponding operating modes of the device can be displayed on the windshield of the cockpit.
Описанное устройство работает следующим образом. При включении БП 15 по сигналу с ПУ 14 на лазеры 2 лазерных оптических модулей подается ток накачки и они начинают излучать свет в красном диапазоне спектра (длина волны λ 0,64 мкм, мощность излучения P 30 мвт). Луч полупроводникового лазера в поперечном сечении имеет форму вытянутого эллипса. Объектив 4 (фиг. 1) фокусирует лазерный луч, а пройдя через маску 5, он приобретает в поперечном сечении форму, близкую к прямоугольной. В исходном положении лазерные оптические модули неподвижны, их продольные оси параллельны. При этом сечения боковых лазерных лучей параллельны друг другу, а между ними перпендикулярно им в центральной зоне расположено сечение среднего лазерного луча. The described device operates as follows. When the
Ток накачки на лазер БЛОМ 8 подается из БК 13 непрерывно, а на лазеры СЛОМа 9 и БЛОМа 10 в импульсном режиме и в противофазе с частотой 3-5 Гц через модуляторы М9 11 и М10 12 соответственно (фиг. 2). Таким образом, световое пятно, образуемое одним боковым лазерным лучом, светится постоянно, а световые пятна, образуемые средним и вторым боковым лазерным лучом, светятся попеременно, причем длительность свечения среднего светового пятна больше, чем длительность свечения бокового светового пятна (фиг. 8). The pump current to the
Импульсы тока накачки, например на лазер СЛОМа 9 (фиг. 3), подаются с ДТ 17 модулятора М9 11. Со второго выхода ДТ 17 такие же импульсы подаются на первый вход СС 18, на второй вход которой поступает ток эталонной величины от ГЭТ 19. Этот генератор задает предельные (максимальные) границы тока накачки для данного полупроводникового лазера. Если по каким-либо причинам лазер начнет излучать мощность, превышающую допустимую, СС 18 заблокирует работу модулятора. С выхода СС 18 импульсы тока подаются на ГИ 20, от которых он запускается и воздействует на УЭ 21, который управляет работой ДТ 17. Pulses of the pump current, for example, to the SLOM laser 9 (Fig. 3), are supplied from the
Работа ГИ 20, СЛОМа 9 и БЛОМа 10 синхронизируется блоком контроля (БК) 13. В этом блоке (фиг. 4) анализируется режимы работы элементов всего устройства и в случае несоответствия заданным параметрам формируются соответствующие сигналы, которые отображены на пульте управления (ПУ) 14. The operation of the
В частности, контроль работы лазеров осуществляется следующим образом. Световой поток излучается лазером в обе стороны (фиг. 1). Встроенный ФД 3 преобразует световой поток в электрический ток, который подается БК 13 (фиг. 4) на усилитель тока (например на У1 22). С его выхода ток поступает в блок принятия решения (БПР) 31 и в пороговое устройство (например ПУ1 25). Если сигнал на пороговом устройстве ниже установленного для данного лазера порога, то в БПР 31 формируется управляющий сигнал на увеличение тока накачки этого лазера. В случае превышения мощности лазером (это возможно) при понижении температуры лазера) сигнал с него превышает порог и управляющий сигнал БПР 31 понижает его ток накачки до требуемого уровня. In particular, monitoring the operation of lasers is carried out as follows. The luminous flux is emitted by the laser in both directions (Fig. 1). The built-in PD 3 converts the light flux into an electric current, which is supplied by the BC 13 (Fig. 4) to a current amplifier (for example, to U1 22). From its output, the current enters the decision block (BPR) 31 and the threshold device (for example PU1 25). If the signal on the threshold device is lower than the threshold set for this laser, then a control signal is generated in the
Аналогичным способом анализируются параметры токов, вырабываемых БП 15 и модуляторами М9 11 и М10 12. В случае несоответствия параметров требуемым величинам БПР 31 вырабатывает сигналы, которые подаются ПУ 14 и отображаются на соответствующих табло. In a similar way, the parameters of the currents generated by the
Устройство программного разведения БЛОМов (УР) 16 (фиг. 2) включается летчиком при помощи кнопки на пульте управления (ПУ)14. При этом схема управления (СУ)32 устройства (фиг. 5) вырабатывает определенную последовательность импульсов напряжения, питающих шаговый мотор (ЭП) 33. Его вращение через редуктор (Р) 34 передается кулачку (К) 35. Профильные выступы 36 кулачка 35 (фиг. 6), контактируя с корпусами БЛОМ 8 и БЛОМ 10, синхронно отклоняют последние от исходного (параллельно друг другу) положения на равные углы. The program breeding BLOMOV (UR) 16 (Fig. 2) is turned on by the pilot using the button on the remote control (PU) 14. In this case, the control circuit (SU) 32 of the device (Fig. 5) generates a certain sequence of voltage pulses supplying the stepper motor (EP) 33. Its rotation through the gearbox (P) 34 is transmitted to the cam (K) 35.
При работе ЭП 33 (шагового мотора) всегда известно количество шагов, которое он отработал (и которое отражается на ПУ 14), так как СУ 32 ведет учет импульсов, питающих шаговый мотор, и тем самым контролирует угловое положение кулачка 35. Поэтому с ПУ 14 можно вручную установить то или иное положение ЭП 33 и, следовательно, кулачка 35. When the ET 33 (stepper motor) is running, the number of steps that it has worked (and which is reflected in the control unit 14) is always known, since the
Визуальный контроль пространственного положения и скорости заправляемого самолета при дозаправке в полете с помощью описанного устройства осуществляется следующим образом. Visual control of the spatial position and speed of the refueling aircraft during refueling in flight using the described device is as follows.
Предварительно перед полетом на заправляемом самолете юстируют источник света. Красный свет лучей выбран как наиболее заметный глазом. Диаграмму излучения источника света формируют в виду двух, параллельных друг другу боковых и среднего, перпендикулярного им в центральной зоне, лучей. При попадании лучей на предмет световые пятна от них образуют на его поверхности фигуру вида 
Юстировку источника света осуществляют следующим образом. The adjustment of the light source is as follows.
Вначале путем индивидуальной юстировки лазерных оптических модулей формируют требуемую диаграмму излучения (световое пятно вида "I-I"). Затем с помощью юстировки монтажной плиты, на которой закреплены лазерные оптические модули, добиваются правильного пространственного положения диаграммы излучения относительно оси самолета. При этом компенсируют угол атаки самолета и несоосность топливоприемника (штанги с наконечником) относительно строительной оси самолета. В результате лазерные лучи ориентируются практически горизонтально, а в вертикальной плоскости симметрично продольной оси самолета. Initially, by individually adjusting the laser optical modules, the required radiation pattern is formed (light spot of the form “I-I”). Then, using the alignment of the mounting plate, on which the laser optical modules are mounted, they achieve the correct spatial position of the radiation diagram relative to the axis of the aircraft. At the same time, they compensate for the angle of attack of the aircraft and misalignment of the fuel receiver (rod with tip) with respect to the aircraft construction axis. As a result, the laser beams are oriented almost horizontally, and in a vertical plane symmetrically to the longitudinal axis of the aircraft.
Указанная юстировка может быть осуществлена один раз при установке оборудования на самолет и в дальнейшем может только проверяться перед полетом. The specified adjustment can be carried out once when installing the equipment on the plane and in the future can only be checked before flight.
Подлет к самолету-заправщику для дозаправки топливом в полете осуществляют с нижней полусферы. Поэтому летчик заправляемого самолета наблюдает заправочный конус всегда и независимо от времени суток, т.к. ночью конус либо освещается с самолета-заправщика, либо подсвечивается лампочками, вмонтированными внутри конуса. При дозаправке днем полет в строю (заправщик-заправляемый самолет) следует осуществлять так, чтобы солнечные лучи не освещали поверхность юбки и внутреннюю часть конуса. Для лучшего восприятия глазом световых пятен от лазерных лучей детали конуса покрывают белой матовой краской либо юбку конуса обтягивают белой неблестящей тканью. The approach to the refueling aircraft for refueling in flight is carried out from the lower hemisphere. Therefore, the pilot of the refueling aircraft observes the fuel cone always and regardless of the time of day, because at night, the cone is either illuminated from a refueling aircraft or illuminated by bulbs mounted inside the cone. When refueling during the day, flight in the formation (refueling aircraft) should be carried out so that the sun's rays do not illuminate the surface of the skirt and the inside of the cone. For a better perception by the eye of light spots from laser beams, the details of the cone are coated with white matte paint or the skirt of the cone is covered with a white non-shiny fabric.
На дистанции 15-10 м до конуса уравнивают скорость заправляемого самолета со скоростью самолета-заправщика и осуществляют балансировку заправляемого самолета по всем каналам триммированием. Управляя заправляемым самолетом в горизонтальной и вертикальной плоскостях, включают источник света и накладывают (совмещают) лазерные лучи на контур заправочного конуса (фиг. 7) так, что световое пятно 44 от среднего луча 9 помещается в центральной части конуса, а световые пятна 43, 45 от боковых лучей 8, 10 соответственно -на поверхности юбки конуса (фиг. 9) в диаметрально противоположных точках. At a distance of 15-10 m from the cone, the speed of the refueling aircraft is equalized with the speed of the refueling aircraft and balancing the refueling aircraft over all channels by trimming. When controlling a refuelable aircraft in horizontal and vertical planes, turn on the light source and superimpose (combine) the laser beams on the contour of the refueling cone (Fig. 7) so that the
Уверенное обнаружение и восприятие глазом световых пятен на деталях конуса обеспечивается тем, что яркость излучения среднего лазерного оптического модуля 9 соответственно светового пятна 44, и одного из боковых лазерных оптических модулей, например 10 соответственно светового пятна 45, модулируется в противофазе прямоугольными импульсами (фиг. 8) с частотой 3-5 Гц. Более высокая частота "мигания" световых пятен вызывает раздражение глаз. А более длинный период "мигания" (при меньшей частоте) вследствие быстротечности процесса контактирования становится соизмерим с периодом сближения заправляемого самолета с конусом, что может привести к значительным ошибкам. Confident detection and perception by the eye of light spots on the details of the cone is ensured by the fact that the radiation brightness of the middle laser
Длительность импульсов модуляции (фиг. 8) выбрана различной для лучшего различения среднего 44 и бокового 45 световых пятен (фиг. 9). При этом длительность свечения среднего пятна 44 больше, т.к. средний лазерный луч падает на относительно мелкие детали заправочного конуса: корпус 39 и направляющие спицы 40 (фиг. 7, 9, 10). The duration of the modulation pulses (Fig. 8) is chosen different to better distinguish between the average 44 and the lateral 45 light spots (Fig. 9). Moreover, the duration of the glow of the
При правильном совмещении лазерных лучей с контуром конуса и, следовательно, точном наведении топливоприемника на конус (совмещении их осей) конфигурация световых пятен симметрична относительно центра конуса. При ошибке наведения в вертикальной плоскости вся картинка сдвигается относительно центра конуса вверх или вниз. Если имеет место ошибка наведения в горизонтальной плоскости, то при отклонении оси топливоприемника вправо от центра конуса (фиг. 9а) на юбке 41 конуса будет наблюдаться немигающее пятно 43 от бокового лазерного луча 8, а мигающее среднее пятно 44 и мигающее боковое пятно 45 будут смещены вправо, при этом модулированный лазерный луч 10 попадает на незначительную часть юбки или не попадает на нее. При отклонении оси топливоприемника влево от центра конуса (фиг. 9б) на юбке конуса будет наблюдаться мигающее боковое пятно 45, а мигающее среднее 44 и немигающее боковое 43 пятна будут смещены влево. With the correct combination of laser beams with the contour of the cone and, consequently, the exact aiming of the fuel receiver on the cone (alignment of their axes), the configuration of the light spots is symmetrical with respect to the center of the cone. If the pointing error in the vertical plane, the whole picture is shifted up or down relative to the center of the cone. If there is an error of pointing in the horizontal plane, then when the axis of the fuel receiver deviates to the right from the center of the cone (Fig. 9a), a
Таким образом, характер свечения пятен и их положение на деталях конуса дают вполне определенную информацию о направлении оси топливоприемника относительно оси заправочного конуса. Thus, the nature of the glow of the spots and their position on the details of the cone give quite definite information about the direction of the axis of the fuel receiver relative to the axis of the filling cone.
За период времени, когда расстояние между самолетом-заправщиком и заправляемым самолетом не меняется (т.к. они летят с одинаковой скоростью), летчик последнего, наблюдая конфигурацию световых пятен на конусе и манипулируя органами управления пространственным положением самолета, имеет возможность точно навести топливоприемник на конус. For a period of time when the distance between the refueling aircraft and the refueling aircraft does not change (since they fly at the same speed), the pilot of the latter, observing the configuration of light spots on the cone and manipulating the spatial position control of the aircraft, can accurately direct the fuel receiver to cone.
После этого осуществляют сближение заправляемого самолета с конусом и стыковку с ним топливоприемника. При этом скоростью заправляемого самолета управляют следующим образом. After this, the refueling aircraft is brought closer to the cone and the fuel receiver is docked with it. The speed of the refueling aircraft is controlled as follows.
С уменьшением расстояния до конуса его угловые размеры увеличиваются со скоростью, пропорциональной скорости сближения. Для удержания световых пятен от боковых лазерных лучей на юбке конуса их разводят от исходного положения со скоростью, также пропорциональной скорости сближения. При этом конфигурация световых пятен на конусе не меняется (пятна неподвижны, фиг. 10а). Если по каким-либо причинам скорость заправляемого самолета увеличивается или уменьшается, то световые пятна на конусе смещаются вовнутрь контура конуса (фиг. 10б) или за его пределы (фиг. 10в). With decreasing distance to the cone, its angular dimensions increase with a speed proportional to the speed of approach. To keep light spots from the side laser beams on the skirt of the cone, they are bred from the initial position with a speed also proportional to the speed of approach. In this case, the configuration of light spots on the cone does not change (the spots are motionless, Fig. 10a). If for some reason the speed of the refueling aircraft increases or decreases, then the light spots on the cone are shifted inside the cone contour (Fig. 10b) or beyond (Fig. 10c).
Таким образом, формируется визуальная информация о скоростных параметрах сближения заправляемого самолета с конусом. Thus, visual information is generated about the speed parameters of the approach of the refueling aircraft with the cone.
В заявленном изобретении используют программное разведение боковых лазерных лучей, скорость которого пропорциональна требуемой (заданной) скорости сближения для данного типа заправляемого самолета в соответствии с зависимостью
dα/dt = f(dl/dt), (2)
где α arctg(Rk/l) угол отклонения боковых лазерных оптических модулей (лучей) от исходного положения,
Rk радиус фронтальной проекции конуса,
l расстояние между заправляемым самолетом (топливоприемником) и конусом.In the claimed invention use software dilution of the side laser beams, the speed of which is proportional to the required (predetermined) approach speed for this type of refueling aircraft in accordance with the dependence
dα / dt = f (dl / dt), (2)
where α arctan (R k / l) is the angle of deviation of the side laser optical modules (rays) from the initial position,
R k is the radius of the frontal projection of the cone,
l the distance between the refueling aircraft (fuel receiver) and the cone.
Из формул (1), (2) видно, что как радиус кривизны профильных выступов 36 кулачка 35 (фиг. 6), отклоняющих БЛОМы на угол a так и величина a обратно пропорциональны расстоянию (l) до конуса. Поскольку это расстояние (дистанция контактирования) априори известна, то можно заранее вычислить (запрограммировать) требуемую скорость сближения с конусом (производная расстояния по времени) конкретного заправляемого самолета. В заявленном изобретении это реализуется в устройстве программного разведения БЛОМов путем задания определенного числа импульсов напряжения, питающих шаговый мотор. From formulas (1), (2) it can be seen that both the radius of curvature of the
В формуле 1 радиус кривизны профильных выступов кулачка, а следовательно и скорость разведения БЛОМов, для различных типов заправляемых самолетов будет разным, т.к. величину T выбирают с учетом динамики данного типа самолета. In formula 1, the radius of curvature of the profile projections of the cam, and therefore the speed of breeding BLOMs, for different types of refueling aircraft will be different, because the value of T is chosen taking into account the dynamics of this type of aircraft.
Наблюдая расположение световых пятен на конусе, летчик, манипулируя ручкой управления двигателем (двигателями), управляет скоростью самолета (уменьшая ее или увеличивая) так, чтобы эти пятна все время оставались неподвижными и занимали исходное положение (фиг. 10а). Так, если летчик видит, что боковые лучи "уходят" в глубь конуса (фиг. 10б), то это значит, что скорость сближения ниже требуемой и ее следует увеличить. При этом относительная скорость сближения заправляемого самолета с конусом не выходит за пределы диапазона допустимых изменений скорости Dvc (фиг. 11).Observing the location of light spots on the cone, the pilot, manipulating the control stick of the engine (s), controls the speed of the aircraft (decreasing or increasing it) so that these spots remain stationary all the time and occupy the initial position (Fig. 10a). So, if the pilot sees that the lateral rays "go" deep into the cone (Fig. 10b), then this means that the approach speed is lower than required and should be increased. Moreover, the relative approach speed of the refueling aircraft with the cone does not go beyond the range of permissible changes in the speed Dv c (Fig. 11).
Таким образом, удерживая конфигурацию световых пятен на конусе в неизменном виде, летчик заправляемого самолета контролирует, во-первых, точность наведения топливоприемника на центр конуса и, во-вторых, величину превышения скорости заправляемого самолета над скоростью конуса (самолета-заправщика). Thus, keeping the configuration of the light spots on the cone unchanged, the pilot of the refueling aircraft controls, firstly, the accuracy of pointing the fuel receiver to the center of the cone and, secondly, the excess speed of the refueling aircraft over the speed of the cone (refueling aircraft).
В программе разведения боковых лазерных лучей предусмотрено определенное (заданное) количество шагов исполнительного механизма устройства разведения лазерных оптических лучей на весь этап сближения заправляемого самолета с конусом. Поэтому если по какой-либо причине (например ошибки пилотирования) в процессе сближения световые пятна сместятся в горизонтальной или вертикальной плоскостях на значительную величину от исходного положения (что может привести к промаху топливоприемника), то сближение прекращают (скорость заправляемого самолета уравнивают со скоростью самолета-заправщика), выключают устройство разведения лучей, вновь совмещают световые пятна от лазерных лучей с контуром конуса (фиг. 10а), включают устройство разведения лучей и осуществляют сближение с конусом с новых начальных условий (нового расстояния). С ПУ 14 можно вручную установить требуемое положение ЭП 33 и, следовательно, кулачка 35 в зависимости от дальности до заправочного конуса. The lateral laser beam dilution program provides for a certain (predetermined) number of steps of the actuator mechanism of the laser optical ray dilution device for the entire stage of approach of the refueling aircraft with the cone. Therefore, if for some reason (for example, piloting errors), in the process of approaching, the light spots move in horizontal or vertical planes by a significant amount from the initial position (which can lead to a miss in the fuel receiver), then the approach stops (the speed of the refueling aircraft is equated with the speed of the aircraft - refueling device), turn off the device for the separation of rays, again combine the light spots from the laser beams with the contour of the cone (Fig. 10a), turn on the device for the separation of rays and draw closer to onus from the new initial conditions (new distance). With
Вышеизложенные сведения подтверждают, что средство, воплощающее заявленное изобретение при его осуществлении, предназначено для использования в промышленности, а именно в авиационной технике для дозаправки самолетов топливом в полете. Для изобретения в том виде, как оно охарактеризовано в формуле изобретения, подтверждена возможность его осуществления с помощью описанных в заявке или известных до даты приоритета средств и методов. При этом средство, воплощающее заявленное изобретение, способно обеспечить достижение указанного в заявке технического результата. The above information confirms that the tool embodying the claimed invention in its implementation is intended for use in industry, namely in aviation technology for refueling aircraft with fuel in flight. For the invention as described in the claims, the possibility of its implementation using the means and methods described in the application or known prior to the priority date is confirmed. Moreover, the tool embodying the claimed invention is capable of achieving the technical result indicated in the application.
Следовательно, изобретение соответствует условию патентоспособности "промышленная применимость". Therefore, the invention meets the patentability condition "industrial applicability".
Преимущества заявленного устройства по сравнению с известными заключаются в том, что после отработки на тренажере и 2-3 тренировочных полетов достигается 100-процентная вероятность контактирования заправляемого самолета с заправочным конусом независимо от квалификации летного состава. The advantages of the claimed device in comparison with the known ones are that after working out on the simulator and 2-3 training flights, a 100% probability of contacting the refueling aircraft with the refueling cone is achieved, regardless of the qualification of the flight crew.
Кроме указанного назначения заявленное изобретение может быть использовано в случаях, когда требуется осуществлять контроль определенного расстояния между подвижными объектами. Например, при полете самолетов в строю источник света направляют с одного самолета на фюзеляж другого и по изменению размеров световых пятен судят об изменении расстояния между самолетами. Аналогичным образом можно контролировать изменение расстояния между речными (морскими) судами при проходе в узких проливах или каналах. In addition to the specified purpose, the claimed invention can be used in cases where it is required to control a certain distance between moving objects. For example, during the flight of aircraft in the ranks, a light source is sent from one aircraft to the fuselage of another, and the change in the size of light spots is used to judge the change in the distance between the aircraft. Similarly, you can control the change in the distance between river (sea) vessels during passage in narrow straits or channels.
При приземлении самолета, особенно в ночных условиях, источник света направляют на ВПП и по изменению расположения световых пятен от лучей лазеров можно судить о пространственном положении самолета относительно плоскости ВПП. When the aircraft lands, especially at night, the light source is directed to the runway, and by changing the location of the light spots from the laser beams, one can judge the spatial position of the aircraft relative to the plane of the runway.
Claims (5)
r T(Rк/l),
где T расстояние от оси вращения бокового лазерного оптического модуля до точки контакта его корпуса с профильным выступом кулачка;
Rк радиус фронтальной проекции конуса;
l расстояние между заправляемым самолетом и конусом.5. The device according to claim 1, characterized in that the device for the software dilution of the side laser optical modules contains serially connected control circuit, an electric drive, a gearbox kinematically connected with the actuator, which is made in the form of a cam, the profile protrusions of which are in contact with the side housings laser optical modules, while the curvature of the profile projections of the cam is determined by the formula
r T (R k / l),
where T is the distance from the axis of rotation of the lateral laser optical module to the point of contact of its body with the profile protrusion of the cam;
R to the radius of the frontal projection of the cone;
l distance between the refueling aircraft and the cone.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU96110634A RU2099253C1 (en) | 1996-05-24 | 1996-05-24 | Device for visual check of spatial attitude and speed of receiver aeroplane during in-flight refuelling |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU96110634A RU2099253C1 (en) | 1996-05-24 | 1996-05-24 | Device for visual check of spatial attitude and speed of receiver aeroplane during in-flight refuelling |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2099253C1 true RU2099253C1 (en) | 1997-12-20 |
| RU96110634A RU96110634A (en) | 1998-01-20 |
Family
ID=20181128
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU96110634A RU2099253C1 (en) | 1996-05-24 | 1996-05-24 | Device for visual check of spatial attitude and speed of receiver aeroplane during in-flight refuelling |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2099253C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1424567A1 (en) * | 2002-11-22 | 2004-06-02 | The Boeing Company | Method and apparatus for covertly determining the rate of relative motion between two objects |
| US7959110B2 (en) | 2007-04-11 | 2011-06-14 | The Boeing Company | Methods and apparatus for resisting torsional loads in aerial refueling booms |
| US8132759B2 (en) | 2007-03-21 | 2012-03-13 | The Boeing Company | System and method for facilitating aerial refueling |
-
1996
- 1996-05-24 RU RU96110634A patent/RU2099253C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| WO, заявка, 91/06471, кл. B 64 D 39/00, 1991. US, патент, 5326052, кл. B 64 D 39/00, 1994. * |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1424567A1 (en) * | 2002-11-22 | 2004-06-02 | The Boeing Company | Method and apparatus for covertly determining the rate of relative motion between two objects |
| US7171028B2 (en) | 2002-11-22 | 2007-01-30 | The Boeing Company | Method and apparatus for covertly determining the rate of relative motion between two objects |
| US8132759B2 (en) | 2007-03-21 | 2012-03-13 | The Boeing Company | System and method for facilitating aerial refueling |
| US7959110B2 (en) | 2007-04-11 | 2011-06-14 | The Boeing Company | Methods and apparatus for resisting torsional loads in aerial refueling booms |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7093801B2 (en) | Positioning system, device, and method for in-flight refueling | |
| EP1751001B1 (en) | Illuminating system, device, and method for in-flight refueling | |
| EP0605651B1 (en) | Controllable hose-and-drogue in-flight refueling system | |
| US5287104A (en) | Method and apparatus for aiding a landing aircraft | |
| GB1523887A (en) | Aircraft take-off and landing system and method for using same | |
| GB2224613A (en) | Navigation using triangle of light sources | |
| US4397555A (en) | Artificial horizon device | |
| US5315296A (en) | Cueing light configuration for aircraft navigation | |
| RU2111154C1 (en) | Device for check of aircraft in-flight refuelling process | |
| WO2015073540A1 (en) | Lighting systems for aircraft operation in a degraded visual environment | |
| KR20200086615A (en) | An aircraft with a safety distance display apparatus | |
| US6239725B1 (en) | Passive visual system and method of use thereof for aircraft guidance | |
| KR20060115748A (en) | Pilot director light utilizing light emitting diode (led) technology | |
| RU2099253C1 (en) | Device for visual check of spatial attitude and speed of receiver aeroplane during in-flight refuelling | |
| US3723005A (en) | Wide angle sighting apparatus | |
| CN105539868B (en) | Above-decks equipment, airborne equipment, guide device and the method for warship for aircraft | |
| CA2026425C (en) | Method and installation for providing alignment guidance to an aircraft in the approach stage | |
| RU2090458C1 (en) | Method of control of spatial attitude and speed of receiver aircraft during in-flight refuelling | |
| CN102518996A (en) | Light source device for guiding landing of airplane | |
| RU2083443C1 (en) | Shipboard optical landing system for flying vehicles | |
| US5337047A (en) | Aircraft external lighting apparatus, method and coding system for aircraft identification | |
| US4131366A (en) | Direction indicating device | |
| RU2486112C1 (en) | Device to control passive spacecraft orientation | |
| CN113086222A (en) | Airplane anti-collision flying bird system | |
| Collinson et al. | Displays and man-machine interaction |