Make your own free website on Tripod.com

Aviation Banner Exchange
Airshowreport.com free banner exchange - Join now!

Back (Назад) | Home (На первую страницу) |Page down (В конец страницы)| Next (Дальше)

Brief description:     / Фрагменты из описания изобретения (без формул, таблиц и графиков)/

A device for limitation of an angle of attack and the g-load of the airplane.

The device observes the motion of the elevator and 
calculates the amplitude of the forthcoming inertial angle of attack deviation.
If required, the device restricts the motion of the elevator according 
to a two-level program
, which makes possible to lead the airplane 
to a new angle of attack fast , without exceeding an angle of stall. The algorithm of the 
program uses the oscillation property of the airplane and eliminates inertial oscillations 
of the airplane after his incoming to a burble angle (limiting angle of attack).

to contact us click here

/ Устройство ограничения угла атаки и перегрузки самолета

МПК7 G05D1/08

Изобретение относится к системе управления самолетом. Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является повышение безопасности маневрирования самолета за счет введения в проводку управления дополнительного ограничителя, позволяющего при необходимости быстро и точно вывести самолет на предельно допустимый угол атаки ( a макс ).

Заявляемое устройство включает стандартный набор элементов проводки управления самолетом от штурвала до руля высоты и присоединенный к проводке двухступенчатый ограничитель положения руля высоты. Ограничитель (фигура 1) имеет вычислитель величины заброса угла атаки Da с программно изменяемыми коэффициентами К1 и К2. Программа изменяющая К1 и К2 обеспечивает временную выдержку руля высоты на первой ступени ограничения. Коэффициент усиления вычислителя К ус и его постоянная времени Т выч зависят от параметров полета.

Перечень фигур чертежей:

Фигура 1: Структурно-функциональная схема ограничителя угла атаки и перегрузки.

Фигура 2: График процесса вывода угла атаки на предельно-допустимое значение.

Фигура 3: Структурно-функциональная схема подключения электронного ограничителя в электродистанционную проводку управления самолетом.

Фигура 4: Структурно-функциональная схема электрогидромеханического ограничителя.

Фигура 5: Схема подключения электрогидромеханического ограничителя в механическую проводку управления рулем высоты.

Фигура 6: Структурно-функциональная схема устройства сигнализации о приближении к предельным углам атаки.

Фигура 7: Структурно-функциональная схема устройства сигнализации о приближении к предельным углам атаки.

Фигура 8: Схема переключения режимов работы ограничителя.

Устройство работает таким образом, что процесс вывода самолета на максимально-допустимый угол атаки, будет выглядеть как на фигуре 2.В момент времени t1 летчик начинает движение штурвала на увеличение угла атаки (a заданное), при этом двухступенчатый ограничитель вычисляет предстоящий заброс угла атаки, и если величина этого заброса такова, что угол атаки a может выйти за предельное значение (a макс) , то ограничитель вводит первую ступень ограничения на положение руля высоты (в момент времени t2), а самолет продолжает по инерции увеличивать угол атаки a . В момент времени t3 угол атаки a приходит в верхнюю точку колебательного процесса. Благодаря ограничителю она совпадает с максимально-допустимым значением (a макс). Рост угла атаки прекращается и снимается первая ступень ограничения. Руль высоты получает свободу движения до второй ступени ограничения. При этом руль высоты на второй ступени ограничения будет задавать именно тот угол атаки (a заданный), на который самолет уже вышел (с незначительной погрешностью). Этот угол атаки равен максимально-допустимому значению (a макс).

В момент времени t4 скорость роста угла атаки a’(t) равна нулю, а сам угол атаки a приблизительно равен заданному значению (a заданный). Следовательно, отсутствуют инерция и неуравновешенные моменты сил, которые могли бы вывести самолет из этого состояния. Наступает устойчивое равновесие по углу атаки. Таким образом, самолет выходит на максимально-допустимый угол атаки точно, быстро и без последующих колебаний (фигура 2).

Данное изобретение можно практически применять в виде системы управления на самолетах, для которых можно точно определить текущий продольный момент инерции самолета ( Jz ), текущие центровку, массу, скорость и высоту полета.

На самолетах с механической проводкой управления можно применять электрогидромеханические или электромеханические ограничители положения руля высоты (фигуры 1,4,5). На самолетах с электродистанционной проводкой управления можно применять электронные ограничители положения руля высоты (фигуры 1,3). Заявляемое изобретение можно применять на самолетах, имеющих кроме руля высоты еще и управляемый стабилизатор.При этом входные параметры устройства необходимо преобразовывать по несложным формулам пересчета (24,25).На сверхлегких самолетах можно применять данное изобретение в виде сигнализации летчику о приближении к предельному углу атаки. При этом вычислитель можно использовать без программно изменяемых коэффициентов согласно схемам на фигурах 6 и 7.

Параметр < t > для формул 9,6-это длительность временного промежутка от момента t2 до момента t3 (теоретическая)./

  Contact us click here! /Более подробную информацию можно получить у автора с которым можно связаться по следующим каналам (нажмите здесь)/

Back (Назад) | Home (На первую страницу) |Page up (В начало страницы)| Next (Дальше)