система управления уборкой механизации крыла летательного аппарата

Формула изобретения

Система управления уборкой механизации крыла летательного аппарата, содержащая последовательно соединенные датчик вертикальной скорости летательного аппарата, первый блок вычитания, второй вход которого соединен с выходом задатчика вертикальной скорости летательного аппарата, первый концевой выключатель положения шасси, усилитель, ключевой элемент и сервопривод, а также последовательно соединенные датчик положения механизации крыла и блок вычисления скорости сваливания летательного аппарата, соединенный вторым входом с выходом задатчика взлетной массы летательного аппарата, а также измеритель скорости полета и индикатор, отличающаяся тем, что в нее введены блок вычисления безопасной скорости взлета, второй блок вычитания и второй и третий концевые выключатели положения шасси, при этом вход второго концевого выключателя положения шасси соединен с вторым выходом задатчика вертикальной скорости летательного аппарата, а выход второго концевого выключателя положения шасси соединен с вторым входом блока вычисления безопасной скорости взлета, первый вход которого соединен с выходом блока вычисления скорости сваливания летательного аппарата, выход блока вычисления безопасной скорости взлета соединен с индикатором и первым входом второго блока вычитания, второй вход которого соединен с выходом измерителя скорости полета, выход второго блока вычитания соединен с вторым входом ключевого элемента и входом третьего концевого выключателя положения шасси, выход которого соединен с входом усилителя.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиации и может быть использовано на летательных аппаратах, имеющих механизацию крыла.

Известны системы управления уборкой механизации крыла летательного аппарата [1, 2]

Наиболее близким техническим решением, выбранным в качестве прототипа, является система управления уборкой механизации крыла летательного аппарата [3] cодержащая последовательно соединенные датчик вертикальной скорости летательного аппарата, блок вычитания, второй вход которого соединен с первым выходом задатчика вертикальной скорости летательного аппарата, концевой выключатель положения шасси, усилитель, ключевой элемент и сервопривод. Кроме того, система содержит датчик положения механизации крыла, соединенный с первым входом блока вычисления скорости сваливания летательного аппарата, второй вход которого связан с выходом взлетной массы летательного аппарата, а также измеритель скорости полета и индикатор.

Однако известные системы имеют следующий недостаток. Летно-технические характеристики летательного аппарата (имеющего несколько двигателей) должны обеспечить безопасное прекращение или продолжение взлета в случае отказа одного двигателя в любой точке взлета. Точка, в которой при отказе двигателя длина прерванного взлета летательного аппарата становится равной длине его продолженного взлета, называется критической, а скорость летательного аппарата в этой точке скорость принятия решения V₁. При прекращении взлета летательный аппарат должен быть оставлен в пределах взлетно-посадочной полосы (ВПП), а в случае продолжения набрать высоту 10,7 м над ВПП (если для прекращения или продолжения взлета не предусмотрено использование концевой полосы безопасности). Поэтому, при отказе двигателя на скорости V_отк < V₁. Взлет должен быть прекращен, а на скорости V_отк > V₁ продолжен. Если V_отк V₁, то взлет можно и прекращать, и продолжать [4]

По существующим требованиям перед полетом определяется возможность выполнения взлете в случае отказа одного двигателя в критической точке (на скорости V₁) для различных углов отклонения механизации крыла, из которых выбирается наименьший угол, обеспечивающий безопасное выполнение взлета (5). Однако наименьшему углу отклонения механизации крыла соответствует наибольшая скорость принятия решения, поэтому в случае отказа двигателя на скорости большей V₁ и принятия ошибочного решения о прекращении взлета, возникает опасность выкатывания летательного аппарата за пределы ВПП.

Статистика подтверждает, что половину авиационных происшествий на взлете составляют прерванные взлеты, при этом в 36% случаев пилоты прерывают взлет на скорости, большей V₁. Снижение скорости V₁ за счет увеличения угла отклонения механизации крыла удаляет критическую точку от конца ВПП и уменьшается опасность выкатывания при вынужденном прекращении взлета. Однако, выпущенная на большой угол механизации крыла, увеличивает аэродинамическое сопротивление летательного аппарата и тем самым ухудшает его траекторные характеристики на начальном этапе набора высоты.

Целью изобретения является повышение безопасности полета путем обеспечения автоматического управления механизацией крыла на взлете с момента достижения летательным аппаратом на разбеге скорости принятия решения.

Цель достигается тем, что в систему управления уборкой механизации крыла летательного аппарата, содержащую последовательно соединенные датчик вертикальной скорости летательного аппарата, блок вычитания, второй вход которого соединен с задатчиком вертикальной скорости летательного аппарата, концевой выключатель положения шасси, усилитель, ключевой элемент и сервопривод механизации крыла, а также последовательно соединенные датчик положения механизации крыла и блок вычисления скорости сваливания летательного аппарата, соединенные вторым входом с выходом задатчика взлетной массы летательного аппарата, а также измеритель скорости полета и индикатор, введены блок вычисления безопасной скорости взлета, второй блок вычитания и два концевых выключателя положения шасси. При этом выход блока вычисления скорости сваливания летательного аппарата соединен с первым входом блока вычисления безопасной скорости взлета, второй вход которого соединен через второй концевой выключатель положения шасси со вторым входом задатчика вертикальной скорости летательного аппарата. Выход блока вычисления безопасной скорости взлета соединен с индикатором и с первым входом второго блока вычитания, второй вход которого соединен с выходом измерителя скорости полета. Выход второго блока вычитания соединен со вторым входом ключевого элемента, а также через третий концевой выключатель положения шасси со входом усилителя.

Сопоставительный анализ с прототипом показывает, что заявляемая система отличается наличием новых блоков: блока вычитания и двух концевых выключателей шасси.

Таким образом, заявляемая система соответствует критерию изобретения "новизна".

Система управления уборкой механизации крыла (см. чертеж) содержит датчик 1 вертикальной скорости летательного аппарата, первый блок 2 вычитания, задатчик 3 вертикальной скорости летательного аппарата, первый концевой выключатель 4 положения шасси, усилитель 5, ключевой элемент 6, сервопривод 7, датчик 8 положения механизации крыла, блок 9 вычисления скорости сваливания летательного аппарата, задатчик 10 взлетной массы летательного аппарата, блок 11 вычисления безопасной скорости взлета, второй концевой выключатель 12 положения шасси, второй блок 13 вычитания, третий концевой выключатель 14 положения шасси, измеритель 15 скорости полета и индикатор 16.

Выход датчика 1 вертикальной скорости соединен с первым входом блока 2 вычитания, второй вход которого соединен с первым выходом задатчика 3, причем выход блока 2 соединен через первый концевой выключатель 4 со входом усилителя 5. Выход усилителя 5 соединен через первый вход ключевого элемента 6 со входом сервопривода 7. Выход датчика 8 положения механизации крыла соединен с первым входом блока 9 вычисления скорости сваливания летательного аппарата, второй вход которого соединен с выходом задатчика 10 взлетной массы. Выход блока 9 соединен с первым входом блока 11 безопасной скорости, второй вход которого соединен через второй концевой выключатель 12 со вторым выходом задатчика 3. Выход блока 11 соединен с индикатором 16 и с первым входом второго блока 13 вычитания, второй вход которого соединен с выходом измерителя 15 скорости полета. Выход блока 13 соединен со вторым входом ключевого элемента 6, а также через третий концевой выключатель 14 со входом усилителя 5.

Система работает следующим образом. Перед полетом рассчитываются:

наибольший угол отклонения механизации крыла при котором обеспечивается безопасное прекращение или продолжение взлета в случае отказа двигателя на скорости принятия решения V₁;

наименьший угол отклонения механизации крыла и соответствующая этому положению механизации наибольшая скорость подъема передней опоры шасси V_Rmax для отрыва летательного аппарата от ВПП, которые обеспечивают выполнение нормального взлета с соблюдением установленных ограничений.

Установку заданных параметров работы системы перед взлетом осуществляют с помощью задатчиков 3 и 10. Задатчик 3 имеет две ручки для установки минимального значения вертикальной скорости летательного аппарата V_ymin, обеспечивающие требуемую траекторию набора высоты соответственно при нормальном взлете и в случае продолжения взлета после отказа одного двигателя. Для выбора режима работы задатчик 3 имеет двухпозиционный переключатель "Нормальный взлет" "Отказ двигателя", который перед взлетом устанавливают в положение "Нормальный взлет". На задатчике 10 устанавливают значение взлетной массы летательного аппарата. Механизацию крыла отклоняют на наибольший угол, определенный при расчете.

При выполнении взлета блоком 9 по информации о текущем положении механизации крыла и взлетной массы летательного аппарата, снимаемой с выходом датчика 8 и задатчика 10, непрерывно вычисляется скорость сваливания летательного аппарата V_c1, значение которого подается на первый вход блока 11. Блоком 11 осуществляется вычисление безопасных значений нормированных скоростей взлета: V_R (скорость подъема передней опоры шасси), V_2n (безопасная скорость взлета со всеми работающими двигателями) и V₂ (безопасная скорость взлета с одним отказавшим двигателем) путем умножения текучего значения скорости V_c1 на коэффициент "k". Безопасный запас по скорости сваливания задается в пределах (6):

k 1,15 1,2 при расчете V_R;

k 1,2 1,25 при расчете V₂;

k 1,3 1,35 при расчете V_2n.

Режим работы блока 11 зависит от уровня сигнала на его втором входе. На разбеге контакты концевого выключателя 12, установленного на амортстойке основной опоры шасси, разомкнуты и нулевой уровень сигнала на втором входе блока 11 соответствует режиму вычисления величины V_R. Информация о значении V_R с выхода блока 11 поступает на индикатор 16 и на первый вход второго блока 13 вычитания. В блоке 13 обеспечивается вычисление запаса поступательной скорости летательного аппарата

V_зап V_пр V_н,

где V_пр значение приборной скорости летательного аппарата, снимаемой с выхода измерителя 15;

v_нv_R,v₂,v_2n безопасная нормированная скорость взлета, вычисляемая блоком 11.

На разбеге, когда скорость V_пр станет равной или больше V_R (V_зап 0), ключевой элемент 6 по сигналу с выхода блока 13 подключает усилитель 5 к сервоприводу 7. На разбеге вход усилителя 5 подключен через замкнутые контакты концевого выключателя 14, установленного на амортстойке передней опоры шасси, к выходу блока 13. Таким образом, с момента достижения летательным аппаратом на разбеге скорости V_пр, превышающей значения V_R, усилитель 5 включает сервопривод 7 на режим уборки механизации крыла. При этом скорость перемещения механизации крыла регулируется усилителем 5 в зависимости от значения V_зап на выходе блока 13.

По мере уменьшения угла отклонения механизации крыла увеличиваются значения скоростей V_c1 и V_R, однако регулируемый усилителем 5 сервопривод 7 плавно перемещает механизацию крыла в такое положение, при котором скорость V_пр превышает текущее значение V_R, что обеспечивает безопасный отрыв летательного аппарата от ВПП в случае отказа одного двигателя.

При достижении на разбеге предельной скорости подъема передней опоры шасси V_Rmax начинают отрыв летательного аппарата от ВПП. Подъем передней опоры шасси размыкает контакты концевого выключателя 14, усилитель 5 отключается от блока 13 и процесс уборки механизации крыла приостанавливается.

После отрыва замыкаются контакты концевого выключателя 12 и сигнал высокого уровня, снимаемый со второго выхода задатчика 3, переводит блок 11 на режим вычисления безопасной скорости взлета V_2n. С этого момента показания индикатора 16 и режим работы блока 13 будут определяться значением текущей скорости V_2n. При достижении летательным аппаратом в работе высоты скорости V_пр V_2n ключевой элемент 6 по сигналу с выхода блока 13 снова подключает усилитель 5 к сервоприводу 7. Вторым условием возобновления автоматической уборки механизации крыла является срабатывание концевого выключателя 4, установленного на механизме уборки шасси, контакты которого замыкаются при уборке шасси и подключают усилитель 5 к выходу первого блока 2 вычитания.

В блоке 2 обеспечивается вычисление запаса вертикальной скорости

V_yзап V_y V_ymin,

где V_y текущее значение вертикальной скорости летательного аппарата.

Информация о V_y и V_ymin поступает на входы блока 2 с выходов датчика 1 и задатчика 3. Сигнал с выхода блока 2 через концевой выключатель 4 подается на усилитель 5, который включает сервопривод 7 на режим уборки механизации крыла. Скорость уборки механизации крыла будет зависеть от текущего значения V_yзап.

Если в наборе высоты не обеспечивается выдерживание требуемого значения поступательной или вертикальной скорости летательного аппарата (V_пр V_2n, V_y V_ymin), процесс уборки механизации крыла приостанавливается до восстановления заданного режима.

В случае отказа одного двигателя на скорости большей V₁ взлет необходимо продолжить. Для этого по достижении скорости V_R без задержки осуществляют отрыв летательного аппарата от ВПП, а переключатель задатчика 3 переводят в положение "Отказ двигателя". При этом с первого выхода задатчика 3 в блок 2 будет выдаваться значение заданной минимальной вертикальной скорости V_ymin, обеспечивающее выдерживание нормированного градиента набора высоты, установленного для случая продолжения взлета с одним отказавшим двигателем. На втором выходе задатчика 3 будет присутствовать сигнал среднего уровня, который переводит блок 11 на режим вычисления безопасной скорости V₂.

Процесс уборки механизации крыла в наборе высоты происходит при этом аналогично нормальному взлету, но осуществляется медленнее из-за потери летательным аппаратом части располагаемой тяги.