индикатор высоты полета самолета

Формула изобретения

ИНДИКАТОР ВЫСОТЫ ПОЛЕТА САМОЛЕТА, содержащий датчик угла атаки, последовательно соединенные датчик угла тангажа, сумматор, второй вход которого соединен с выходом датчика угла атаки, и блок формирования сигнала предельной высоты пикирования, датчики располагаемой перегрузки и скорости, выходы которых соединены соответственно с вторым и третьим входами блока формирования сигнала предельной высоты пикирования, датчик высоты полета, отличающийся тем, что, с целью повышения безопасности полета при выводе самолета из пикирования, в него введен указатель, первый вход которого соединен с выходом датчика высоты полета, а второй вход - с выходом блока формирования сигнала предельной высоты пикирования, причем блок формирования сигнала предельной высоты пикирования выполнен в виде последовательно соединенных первого делителя и первого преобразователя косинуса, последовательно соединенных первого сумматора, первый вход которого является вторым входом блока формирования сигнала предельной высоты пикирования, второй инверсный вход соединен с выходом первого преобразователя косинуса, и первого умножителя, второго преобразователя косинуса, вход которого соединен с первым входом первого делителя и является первым входом блока формирования сигнала предельной высоты пикирования, последовательно соединенных первого задатчика постоянного сигнала, второго сумматора, второй инверсный вход которого соединен с выходом второго преобразователя косинуса, второго умножителя, второго делителя, второй вход которого соединен с выходом первого умножителя, и третьего сумматора, выход которого является выходом блока формирования сигнала предельной высоты пикирования, квадратора, вход которого является третьим входом блока формирования сигнала предельной высоты пикирования, а выход соединен с вторым входом второго умножителя, второго задатчика постоянного сигнала, задатчика ускорения свободного падения и задатчика минимальной высоты, выходы которых соединены с вторыми входами первого делителя, первого умножителя и третьего сумматора соответственно.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для индикации летчику предельных значений высот полета, допустимых из условия предотвращения столкновения с землей при выполнении пикирования.

Известно устройство индикации высоты полета самолета, содержащее датчик высоты и указатель, связанные электрически.

Данное устройство обеспечивает индикацию высоты полета, однако при выполнении пикирования для атаки наземной или низколетящей воздушной цели оно не дает летчику информацию о значении предельной с точки зрения безопасного вывода из пикирования высоты в зависимости от условий полета.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому является устройство, содержащее последовательно связанные датчик тангажа, первый сумматор, датчик угла атаки, датчик перегрузки, датчик скорости, датчик высоты, вычислитель опасной высоты. Это устройство может быть использовано для определения предельного значения высоты пикирования, однако оно не обеспечивает индикацию летчику и имеет недостаточную точность.

Целью изобретения является повышение безопасности полета при выводе самолета из пикирования.

На фиг.1 показана блок-схема индикатора высоты полета самолета; на фиг. 2 - блок-схема блока формирования сигнала предельной высоты пикирования.

Индикатор высоты полета самолета (фиг. 1) содержит датчик 1 высоты, датчик 2 угла тангажа, датчик 3 угла атаки, датчик 4 располагаемой перегрузки, датчик 5 скорости, блок 6 формирования сигнала предельной высоты пикирования, указатель 7, сумматор 8. Выход датчика 1 высоты связан с первым входом указателя 7. С вторым входом указателя своим выходом связан блок 6 формирования сигнала предельной высоты полета, первый, второй и третий входы которого связаны соответственно с выходами сумматора 8, датчика 4 располагаемой перегрузки и датчика 5 скорости.

Блок 6 формирования сигнала предельной высоты пикирования (фиг.2) содержит первый 9, третий 10, второй 11 сумматоры, второй задатчик 12 постоянного сигнала, задатчики 13 и 14 ускорения свободного падения и минимальной высоты соответственно, первый задатчик 15 постоянного сигнала, первый 16 и второй 17 делители, первый 18 и второй 19 преобразователи косинуса, первый 20 и второй 21 умножители и квадратор 22. Первый вход сумматора 8 связан с выходом датчика 2 угла тангажа. Второй инверсный вход сумматора 8 связан с выходом датчика 3 угла атаки. Выход сумматора 8 является первым входом блока 6 формирования сигнала предельной высоты пикирования и связан одновременно с первым входом первого делителя 16 и входом второго преобразователя 19 косинуса. Второй вход первого делителя 16 связан с выходом второго задатчика 12 постоянного сигнала, а выход - с входом первого преобразователя 18 косинуса, выход которого связан с вторым инверсным входом первого сумматора 9, первый вход которого является вторым входом блока 6 формирования сигнала предельной высоты полета и связан с датчиком 4 располагаемой перегрузки (фиг.1). Выход первого сумматора 9 связан с первым входом первого умножителя 20, второй вход которого связан с выходом задатчика 13 ускорения свободного падения, а выход - с вторым входом второго делителя 17. Выход второго преобразователя 19 косинуса связан с вторым инверсным входом второго сумматора 11, первый вход которого связан с выходом первого задатчика 15 постоянного сигнала, а выход - с первым входом второго умножителя 21. Второй вход умножителя 21 связан через квадратор 22 с третьим входом блока 6 формирования сигнала предельной высоты пикирования, связанного с выходом датчика 5 скорости (фиг.1). Выход второго делителя 17 связан с первым входом третьего сумматора 10, второй вход которого связан с задатчиком 14 минимальной высоты, а выход, являющийся выходом блока 6 формирования сигнала предельной выcоты пикирования, - с вторым входом указателя 7.

Индикатор высоты полета самолета работает следующим образом.

В процессе полета самолета выходной сигнал датчика 1 высоты поступает на первый вход указателя 7, стрелка которого отклоняется и обозначает текущее значение высоты полета Н. Одновременно на первый и второй инверсный входы сумматора 8 поступают соответственно электрический сигнал датчика 2 угла тангажа, пропорциональный текущему значению угла тангажа V, и электрический сигнал датчика 3 угла атаки, пропорциональный текущему значению угла атаки . С выхода сумматора 8 электрический сигнал, пропорциональный значению текущего угла наклона траектории = V - , поступает на первый вход первого делителя 16 и на вход второго преобразователя 19 косинуса. На второй вход первого делителя 16 с выхода задатчика 12 постоянного сигнала поступает электрический сигнал, пропорциональный значению числа 2, и после деления на него выходного сигнала сумматора 8 на вход первого преобразователя 18 косинуса поступает электрический сигнал, пропорциональный значению /2. На второй инверсный вход первого сумматора 9 с выхода первого косинусного преобразователя 18 поступает электрический сигнал, пропорциональный значению cos /2, а на первый вход - электрический сигнал датчика 4 располагаемой перегрузки, пропорциональный значению располагаемой по условиям сваливания нормальной перегрузки n_ур. На выходе первого сумматора 9 получается сигнал, пропорциональный значению (n_ур - cos ( /2)), который подается на первый вход первого умножителя 20. На второй вход первого умножителя 20 с выхода задатчика 13 поступает электрический сигнал, пропорциональный значению ускорения свободного падения g. Таким образом, на выходе первого умножителя 20 формируется сигнал, пропорциональный значению g(n_ур - -cos ( /2)), который подается на второй вход второго делителя 17. Одновременно на второй инверсный вход второго сумматора 11 с выхода второго косинусного преобразователя 19 поступает электрический сигнал, пропорциональный значению cos , а на первый вход - электрический сигнал задатчика 15 постоянного сигнала, пропорциональный значению числа 1. На выходе второго сумматора 11 получается сигнал, пропорциональный значению (1 - cos ), который подается на первый вход второго умножителя 21. Электрический сигнал датчика 5 скорости, пропорциональный текущей скорости полета V, преобразованный в сигнал, пропорциональный V², при прохождении через квадратор 22, подается на второй вход второго умножителя 21. Таким образом, на выходе второго умножителя 21 формируется сигнал, пропорциональный значению V² (1 - cos ), который поступает на первый вход второго делителя 17, и после деления на сигнал, поступающий на второй вход второго делителя 17, на первый вход третьего сумматора 10 подается сигнал, пропорциональный значению ,

которое соответствует значению потери высоты при выводе из пикирования. На второй вход третьего сумматора 10 с выхода датчика 14 минимальной высоты поступает электрический сигнал, пропорциональный значению безопасной высоты выхода из пикирования Н_без. Таким образом, на выходе третьего сумматора, являющегося выходом блока 6 формирования сигнала предельной высоты пикирования, получается сигнал, пропорциональный значению

H_пред=H_без +

которое соответствует предельному значению высоты пикирования, допустимого из условия предотвращения столкновения с землей. Этот сигнал поступает на второй вход указателя, вторая стрелка которого отклоняется и обозначает предельное значение высоты пикирования.

Выдерживание текущей высоты пикирования Н, меньшей Н_пред, позволяет повысить безопасность полета самолета с одновременным использованием максимальных боевых возможностей при атаке наземной или низколетящей цели.