Размещение и приспосабливание приборов на летательных аппаратах – B64D 43/00

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в системах сигнализации о пилотажных параметрах вертолета. Система контроля оборотов несущего винта вертолета содержит датчик оборотов несущего винта (1), индикатор оборотов несущего винта (2), блок сигнализации граничных оборотов несущего винта (6). Блок сигнализации граничных оборотов несущего винта выполнен в виде схемы нормализации (7) текущего значения сигналов датчика оборотов, вычислителя (8) и трех электронных ключей (9, 10, 11). Вычислитель содержит стандартные средства для сравнения текущего значения оборотов несущего винта с заданными максимальным и минимальным значениями (соответственно: 98% и 92% номинального значения) и для определения градиента оборотов несущего винта и сравнения его с заданной предельной величиной (не более 2% в секунду). Три электронных ключа (9, 10 и 11) блока сигнализации граничных оборотов (6) соединены своими управляющими входами с соответствующими выходами упомянутых функциональных блоков сравнения вычислителя (8). Выходы электронных ключей (9 и 10) соединены с табло «Обороты малы» и «Обороты высоки» системы световой сигнализации (4), а выход ключа (11) подсоединен к речевому информатору «Обороты падают». Обеспечивается более точная оценка полетной ситуации. Повышается эксплуатационная надежность вертолета на предельно допустимых режимах полета. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к способу формирования прогноза вектора скорости полета. Способ заключается в том, что автоматически и с повторением определяют поступающую на индикацию величину подлежащего индикации вектора скорости, определяют величину производной по времени вектора скорости, вычисляют величину производной управляемого вектора скорости, вычисляют сумму измеренной и отфильтрованной величины вектора скорости и величину производной управляемого вектора скорости, формируют упомянутую поступающую на индикацию величину. Дополнительно измеряют отклонения рычагов управления от их среднего положения. Среднее положение определяют методом «скользящего среднего» за время, соответствующее времени срабатывания. Определяют прогнозное положение метки вектора скорости полета. Прогнозное положение метки вектора скорости полета суммируют с полученным ранее положением метки вектора скорости. Представляют на экране вывода символ вектора скорости. Технический результат заключается в увеличении точности стабилизации заданной траектории при ручном управлении самолетом. 5 ил.

Изобретение относится к приборному оборудованию в области авиации. В способе управления самолетом с учетом стабилизации заданной скорости определяют заданную скорость полета, измеряют обороты двигателей, продольную перегрузку, угол наклона траектории, скорость полета. По разности между заданной и фактической скоростями полета, разности между продольной перегрузкой и синусом угла наклона траектории определяют расчетные обороты двигателей для заданной скорости. Определяют изменения оборотов каждого двигателя, для чего измеряют величину отклонения рычагов управления двигателями от их среднего положения, определяемого методом «скользящего среднего» за время, соответствующее времени изменения оборотов с задержкой, соответствующей времени задержки изменения оборотов при перемещении рычага управления двигателем. Формируют сигнал рассогласования между расчетными оборотами и фактическими оборотами каждого двигателя, который индицируют в виде метки избытка оборотов, перемещающейся относительно метки отсчета. Стабилизацию заданной скорости полета осуществляют, перемещая или удерживая рычаг управления двигателем так, чтобы метка избытка оборотов располагалась у метки отсчета. Достигается повышение качества переходных процессов и упрощение ручного управления летательным аппаратом. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области разработки интерфейсных элементов для усовершенствования процедуры выполнения полета. Система и способ определения модели интерфейса между пользователем и окружающей его средой на борту транспортного средства характеризуются тем, что осуществляют разработку модели интерфейса (Е1) на основании первого типа информации, характеризующей интерфейсные элементы транспортного средства, и второго типа информации, характеризующей знания, которыми обладает пользователь. Осуществляют сбор данных (Е2), характеризующих, по меньшей мере, один вид человеческой деятельности, который задействован во время взаимодействия между пользователем и интерфейсными элементами, анализируют полученные данные (Е3) и корректируют модель интерфейса (Е4) в зависимости от анализа данных, которые поступают в одинаковой конфигурации в динамическую базу данных, имеющую симметричную структуру «пользователь - техническая система». Достигается усовершенствование интерфейсных элементов. 6 н. и 8 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к способу и устройству определения массы летательного аппарата, положения его центра масс. Способ заключается в том, что по сигналам в виде электродвижущей силы (ЭДС), снимаемым с датчиков давления, например пьезоэлектрических датчиков, размещаемых в месте крепления стоек шасси к конструкции летательного аппарата и прямопропорциональных массе последнего, определяется масса летательного аппарата и положение его центра масс. Устройство состоит из датчиков давления (5, 6 и 7) на стойках шасси, микроконтроллера (8) и дисплея (9). Все составные элементы устройства располагаются непосредственно на борту летательного аппарата (1). Сигналы С_гл.пр, С_гл.л, С _пер с датчиков давления (5, 6, 7) поступают в микроконтроллер (8), где преобразуются в численные сигналы массы летательного аппарата и положения его центра масс на продольной и поперечной осях, которые подаются на дисплей (9), где экипаж визуально получает информацию о массе летательного аппарата и положении его центра масс перед взлетом. Достигается увеличение информативности экипажа летательного аппарата и повышение безопасности полета. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и предназначено для использования при реализации бортового комплекса навигации, управления и наведения многофункциональных маневренных летательных аппаратов (ЛА). В состав комплекса входят взаимосоединенные посредством магистралей информационного обмена две инерциальные навигационные системы (ИНС), радиосистема ближней навигации (РСБН), доплеровский измеритель скорости и сноса (ДИСС), спутниковая навигационная система, радиовысотомер, бесплатформенная курсовертикаль, оптико-локационная система (ОЛС), система определения взаимных координат ЛА в группе, система управления оружием, устройства управления и ввода информации (УВИ), система отображения информации (СОИ), интегрированная вычислительная среда комплекса. В составе последней содержатся бортовая графическая станция (БГС) и две идентичные цифровые вычислительные системы (ЦВС), каждая из которых содержит цифровую вычислительную машину управления, цифровую вычислительную машину навигации, цифровую вычислительную машину прицеливания. В состав СОИ введены дополнительные полностью взаимозаменяемые многофункциональные индикаторы, основные устройства ввода информации и управления в составе УВИ продублированы для каждого члена экипажа. Между ОЛС и СОИ введена дополнительная телекодовая связь. Дополнительные навигационные каналы построены на основе РСБН, ДИСС и корреляционно-экстремальной навигационной системы. В БГС осуществляется формирование цветной карты местности для индикации экипажу. В состав ЦВС также введены блоки, осуществляющие формирование параметров для подготовки и наведения на цель средств поражения. Расширенные функциональные возможности комплекса повышают эффективность применения многофункциональных ЛА. 4 ил.

Изобретение относится к области автоматизации процесса обнаружения программных и оперативных целей. Обзорно-прицельная система состоит из блока средств обнаружения и сопровождения, базы данных целей, блока оперативных целей, блока внешнего целеуказания, блока формирования невязок, блока фильтрации, блока формирования управляющих параметров, блока индикации. В блок внешнего целеуказания из базы данных целей или блока оперативных целей вводятся параметры программной или оперативной цели соответственно, определяются параметры относительного положения цели и ЛА, которые в блоке формирования невязок сравниваются с текущим положением линии визирования. Получаемая при этом невязка обрабатывается в блоке фильтрации, на выходе которого формируется оценка вектора состояния системы, по которой в блоке формирования управляющих параметров рассчитываются параметры управления бортовыми средствами визирования цели, которые поступают в блок средств обнаружения и сопровождения, где управляют движением визирного устройства таким образом, что линия оказывается направленной на цель. Достигается повышение вероятности поражения цели и эффективность боевого применения ЛА, оснащенных обзорно-прицельной системой. 1 ил.

Изобретение относится к оптико-механической промышленности и может быть использовано для обеспечения наблюдения и мониторинга окружающего пространства с подвижных носителей. Система оптического наблюдения содержит гиростабилизированную платформу с основной вращающейся вилкой и установленными на ней встроенными электрическими соединителями. Имеется съемный модуль в виде корпуса с передней и задней крышками, в котором установлено необходимое оптическое оборудование. На основной вращающейся вилке и съемном модуле расположено устройство монтажа-демонтажа. Устройство монтажа-демонтажа выполнено в виде установленной на основной вращающейся вилке дополнительной опорной вилки с опорной площадкой и, по крайней мере, двумя ответными отверстиями, а также размещенных на съемном модуле толкателя и, по крайней мере, двух направляющих. При этом ответные отверстия расположены напротив соответствующих направляющих. Толкатель выполнен в виде невыпадающего выжимного болта, установленного в соответствующей обойме в отверстие на передней крышке съемного модуля. Технический результат заключается в улучшении эксплуатационных качеств системы. В частности, повышается удобство работы и уменьшается время на проведение операции монтажа-демонтажа съемного модуля в процессе эксплуатации изделия. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к системам тревожной сигнализации, применяемым на летательных аппаратах. Способ включает определение текущего значения параметра управления, сравнение текущего значения параметра управления с предварительно заданным опорным значением, определение текущего угла отклонения боковой ручки управления летательного аппарата, сравнение текущего угла отклонения с предварительно заданным значением угла. Если текущее значение параметра управления больше чем опорное значение и текущий угол отклонения больше чем значение угла, выводят визуальный сигнал тревоги. Устройство содержит первое средство для определения текущего значения параметра управления, второе средство для сравнения текущего значения параметра управления с предварительно заданным опорным значением, третье средство для определения текущего угла отклонения боковой ручки управления летательного аппарата, четвертое средство для сравнения текущего угла отклонения с предварительно заданным значением угла, пятое средство, которое содержит экран отображения. Летательный аппарат содержит упомянутое устройство. Технический результат заключается в предупреждении пилота о ситуации, когда летательный аппарат близок к своим пределам возможности управления по крену. 3 н. и 10 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к тактильным системам предупредительной сигнализации для вертолетов. Система оповещения о перенапряжении газотурбинного двигателя вертолета включает рычаг общего шага и устройство тактильной предупредительной сигнализации, включающее в себя вибратор рычага общего шага, функционально присоединенный к указанному рычагу общего шага. Также система включает средства хранения данных и средства ввода профиля безопасной температуры на выходе турбины, средства для измерения фактической температуры на выходе турбины во время запуска газотурбинного двигателя и для измерения температуры на выходе турбины и других фактических параметров во время полета вертолета, средства приведения в действие указанного устройства тактильной предупредительной сигнализации. Кроме того, в состав системы входят средство для увеличения величины тактильной предупредительной сигнализации и средство для постоянного увеличения частоты или амплитуды тактильной предупредительной сигнализации в ответ на приближение опасного состояния. Технический результат заключается в обеспечении безошибочного тактильного предупреждения и избежания повреждений газотурбинного двигателя. 6 ил.

Изобретение относится к конструкции хвостового вала трансмиссии вертолета, оснащенного измерителем крутящего момента. Хвостовой вал трансмиссии вертолета содержит трубчатые секции (1) с соединительными фланцами и опорные шлицевые муфты (3, 4), соединяющие секции, измеритель крутящего момента с датчиком (19) и двумя индукторами в виде зубчатых венцов (13, 18). Базой для измерения выбрана длина одной из трубчатых секций, при этом секция снабжена внутренним валом (7), жестко прикрепленным к одному ее концу, а другой конец внутреннего вала установлен с помощью опоры (20) вблизи другого конца трубчатой секции и снабжен концевым фланцем, расположенным между соединительным фланцем секции и фланцем опорной шлицевой муфты с возможностью их свободного проворота относительно концевого фланца внутреннего вала. Зубчатый венец одного индуктора расположен на концевом фланце внутреннего вала, а зубчатый венец второго индуктора - на соединительном фланце секции. Изобретение повышает надежность летательного аппарата. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиации и, в частности, к определению воздушных параметров полета летательных аппаратов. Устройство содержит приемники воздушных давлений с приемными отверстиями, снабженные электронагревательной противообледенительной системой, соединенные пневмотрассами с датчиками давления, датчики температуры наружного воздуха и вычислитель параметров полета. При этом все блоки размещены в одном специальном аэродинамически обтекаемом корпусе, крепящемся к ЛА и составленном из элементов осесимметричных тел, которые могут быть выполнены в форме конуса, эллипсоида, цилиндра, пирамиды. При этом устройство является автономным и сообщается с ЛА и его системами только каналами передачи информации и подвода электроэнергии через электрические разъемы. Технический результат заключается в обеспечении автономности системы, сокращении времени на подготовку к вылету в случае обнаружения наличия отказа системы, снижении потребной мощности противообледенительной системы, упрощении конструкции системы обогрева ПВД, снижении веса конструкции системы измерения воздушных параметров в целом, снижении трудоемкости и стоимости, а также упрощении адаптации системы к измененной внешней конструкции фюзеляжа ЛА или к другому ЛА, расширении рабочего диапазона измерения параметров полета вплоть до углов атаки -180° 180° и скольжения -180° 180°, то есть во всей сфере. 13 з.п. ф-лы, 19 ил.

Изобретение предназначено для использования на летательных аппаратах. Измерительный преобразователь (датчик) содержит конструктивный элемент, служащий элементом самолета, обращенным навстречу воздушному потоку. Конструктивный элемент представляет собой переднюю часть носовой части фюзеляжа, например переднюю часть обтекателя антенны, и имеет форму конуса по меньшей мере с двумя измерительными отверстиями, к которым подсоединены каналы передачи давления к системе преобразования давления, расположенной в конусе. Наружная оболочка конуса имеет два последовательно расположенных по ходу потока участка, теплопроводность первого из которых больше теплопроводности второго. В пределах первого участка в конструктивном элементе расположены нагревательные элементы, соединенные с контуром регулирования температуры на поверхности первого участка. Продольная протяженность первого и второго участков, а также их материалы подобраны так, чтобы по мере перехода от первого участка ко второму температура понижалась в заданном режиме. Датчик выдерживает высокие термические нагрузки, что увеличивает надежность самолета, обеспечивает повышение точности определения фактического режима полета по сравнению с внешними датчиками. 13 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к системам сбора и регистрации информации. Устройство сбора и регистрации полетной информации содержит бортовой измерительный комплекс, бортовой аварийный самописец, кодирующее устройство и дополнительный бортовой микроконтроллер. К выводу кодирующего устройства подключен дополнительный микроконтроллер, который выполнен с возможностью обработки получаемой информации и передачи результатов обработки на съемный носитель для записи. Техническим результатом изобретения является повышение оперативности анализа полетной информации. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области систем защиты от резонансных колебаний, в частности подвешенных аэростатных платформ с вращающимися антеннами радиолокационных станций. Устройство включает установку враспор пневмоупругих элементов в виде резинокордных оболочек, образующих пневмопривод двойного действия, и систему автоматической регулировки частоты собственных колебаний маятниковой подвески путем изменения давления в рабочих камерах пневмопривода двойного действия. Система снабжена блоком управления, вход которого через шину данных блока аналого-цифровых преобразователей подключен к выходам блока аналого-цифровых преобразователей акселерометров и датчиков давления. Акселерометры установлены в точке подвеса жесткого маятника и узлах соединения пневмоупругих элементов с несущей конструкцией транспортного средства. Датчики давления связаны с рабочими камерами пневмоупругих элементов. Выход блока управления через шину выходных данных подключен к входу блока цифро-аналоговых преобразователей, выходы которого подключены соответственно ко входам последовательно соединенных усилителей мощности, электромеханических преобразователей и пневмораспределительных устройств. Способ характеризуется использованием указанного устройства. Технический результат - повышение точности угловой стабилизации. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Группа изобретений относится к контрольно-измерительной технике для летательных аппаратов. Согласно способу, автоматически и с повторением определяют поступающую на индикацию величину, представляющую величину подлежащего индикации вектора скорости и зависящую от некоторого первого слагаемого, содержащего измеренную и отфильтрованную величину вектора скорости. Далее представляют на экране вывода характерный символ, иллюстрирующий вектор скорости, положение которого на этом экране вывода является представительным для данной поступающей на индикацию величины. Для определения этой поступающей на индикацию величины определяют величину производной по времени вектора скорости, который управляется пилотом данного летательного аппарата, вычисляют второе слагаемое на основе величины производной управляемого вектора скорости и вычисляют сумму первого и второго слагаемых таким образом, чтобы сформировать поступающую на индикацию величину. Устройство содержит первое средство, предназначенное для измерения действительной величины вектора скорости летательного аппарата и вычислительный блок, предназначенный для определения автоматически и с повторением поступающей на индикацию величины, представляющей величину подлежащего индикации вектора скорости значения индикации и содержащий средство фильтрации, которое обеспечивает фильтрацию величины, измеренной при помощи упомянутого выше первого средства, таким образом, чтобы сформировать первое слагаемое. В состав устройства входят также блок индикации, предназначенный для представления на экране вывода характерного символа, иллюстрирующего этот вектор скорости, положение которого на экране вывода является представительным для поступающей на индикацию величины, и второе средство, предназначенное для определения производной по времени вектора скорости, управляемого пилотом данного летательного аппарата. Вычислительный блок дополнительно имеет в своем составе вычислительное средство, которое определяет второе слагаемое на основе упомянутой производной управляемого вектора скорости, и сумматор, который осуществляет сложение упомянутых выше первого и второго слагаемых таким образом, чтобы сформировать поступающую на индикацию величину. Группа изобретений обеспечивает индикацию, которая остается стабильной даже в случае мгновенных возмущений траектории летательного аппарата и характеризуется повышенной скоростью реакции в процессе изменения траектории. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

Устройство (1) для пилотирования летательного аппарата (ЛА) содержит средства (2), предназначенные для определения вектора скорости ЛА, средства индикации (4), предназначенные для отображения на экране визуализации (6) первого характеристического символа, иллюстрирующего вектор скорости данного ЛА, и вспомогательные средства (7), предназначенные для определения по меньшей мере одного значения запаса продольной устойчивости по перегрузке этого ЛА, которое выражается коэффициентом перегрузки и которое относится к одному из двух маневров этого ЛА на кабрирование или на пикирование. Кроме того, средства индикации (4) отображают на экране визуализации (6) по меньшей мере один второй характеристический символ, который связан с первым характеристическим символом и который иллюстрирует запас продольной устойчивости по перегрузке. Изобретение обеспечивает надежность и безопасность пилотирования ЛА путем предоставления пилоту этого ЛА информации, которая важна для обеспечения надлежащего пилотирования. 4 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к авиации и позволяет повысить точность определения воздушных параметров, зависящих от статического давления. Сущность: создают перепад давлений между входом и выходом пневмотракта, измеряют давление воздуха на его выходе и давление и температуру наружного воздуха. При этом перепад давлений создают на режимах полета с изменением вертикальной скорости. Не более чем за 3 часа до полета зондированием атмосферы определяют зависимости температуры и давления воздуха от геометрической высоты в полете выполняют синхронные измерения давления, числа Маха, угла атаки, геометрической высоты полета, вычисляют коэффициент запаздывания. Парные режимы полета (набор высоты и снижение) содержат переход от горизонтального полета к полету с постоянной вертикальной скоростью, полет с такой скоростью и переход к горизонтальному полету. Модуль вертикальной скорости достигает 80-90% или 40-50% от максимально возможного для летательного аппарата значения. Режимы выполняют в диапазонах высот 10-40%, 35-65% и 60-90% от максимального значения для летательного аппарата. Технический результат изобретения заключается в повышении точности определения запаздывания в пневмотракте статического давления. 6 з.п. ф-лы, 1 ил.