ИНФОРМАЦИОННО-КОМАНДНАЯ СИСТЕМА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Полезная модель относится к области авиационной техники, может найти применение при создании перспективных и модернизации эксплуатируемых летательных аппаратов (ЛА) в качестве основного и резервного средств катапультирования.
В состав систем автоматического катапультирования, используемых в настоящее время, входят электромеханические датчики углового положения самолета, положения реактивных сопел двигателей (для самолетов ВВП), механизмы подтягивания привязных ремней и сброса фонаря, наколки пиропатрона. Системы имеют большой вес, габариты, большое количество электропроводки, отсутствует дублирование.
Используя возможности современной вычислительной техники, автоматизации, экранной индикации и информационно-управляющего поля ЛА [1], [2], в состав которого можно ввести электронную систему автоматического катапультирования, позволяющую расширить функциональные возможности системы катапультирования, увеличить степень ее надежности, упростить процесс поиска экипажа за счет сопряжения элемента этой системы с вычислителем систем самолетовождения, позволяющим точно определить место события и передать его координаты поисковым подразделениям, а также вычислить и индицировать на экране пилотажно-информационного индикатора (ПИИ) безопасную высоту автоматического катапультирования и резервное время до ее достижения.
Целью данной полезной модели является повышение надежности средства катапультирования экипажа, устранение вышеуказанных недостатков, имеющихся в применяемых системах, а также расширение их функциональных возможностей за счет сопряжения компонентов электронной системы автоматического катапультирования с элементами информационно - управляющего поля ЛА [1].
Указанная цель достигается тем, что в информационно-командную систему ЛА (фиг.1, 2), содержащую два широкоэкранных многоканальных жидкокристаллических индикатора, на которые выведена информация о работе всех систем летательного аппарата, блок формирования индикации, электрически связанный с модулем формирования управляющих сигналов, модулем поиска и выдачи рекомендаций и модулем сравнения данных, который связан с вычислителем систем самолетовождения и с системой воздушных сигналов, бортовую систему тестконтроля, связанную с модулем формирования управляющих сигналов и с модулем формирования логических команд, рычаги управления двигателями, педали, боковую ручку управления с нажимной четырехпозиционной с нейтралью командной кнопкой и речевой информатор, дополнительно введена электронная система автоматического катапультирования, содержащая модуль анализа аварийной ситуации, на вход которой поступают сигналы от блока системы тестконтроля, датчиков углов атаки и скольжения, вычислителя систем самолетовождения и системы воздушных сигналов, а выход связан с модулем формирования управляющих сигналов, с механизмами подтягивания ремней и сброса фонаря, которые связаны со стреляющим механизмом кресла летчика, кроме этого выход модуля анализа аварийной ситуации через модуль формирования логических команд и нажимную четырехпозиционную с нейтралью командную кнопку связан с механизмами подтягивания ремней и сброса фонаря, а через вычислитель систем самолетовождения - с аварийным радиопередатчиком.
На левый индикатор выведена пилотажная информация со специально выделенными информационно-рекомендательной и служебно-информационной зонами.
На правом индикаторе индицируется навигационно-тактическая обстановка с трехмерным отображением подстилающей поверхности (земли).
Аварийное покидание ЛА осуществляется автоматически, полуавтоматически разовым нажатием четырехпозиционной с нейтралью командной кнопки (кнопки ИСП) или ручным приведением в действие стреляющего механизма катапультируемого кресла летчика.
Сущность данного технического решения поясняется чертежами, где представлены:
- на фиг.1. Схема размещения информационно-командной системы в кабине ЛА;
- на фиг.2. Структурная схема соединений элементов информационно-командной системы;
- на фиг.3, 4. Алгоритмы взаимодействия пользователя с элементами информационно-управляющего поля.
Информационно-командная система (фиг.1) включает в себя два многоканальных жидкокристаллических индикатора 1 и 2, размещенных в приборной доске 3; боковую ручку управления самолетом 4 с нажимной четырехпозиционной с нейтралью командной кнопкой 5, педали 6, рычаги управления двигателями 7, экран информационно-управляющего поля (ИУП) 8, информационно рекомендательную зону 9 и зону служебной информации 10 пилотажно-информационного индикатора 11. Кроме этого перед креслом летчика установлены ручки принудительного катапультирования 12, 13 со скобами взведения стреляющего механизма 14.
Бортовая система тестконтроля 15 (фиг.2) электрически связана с модулем формирования логических команд 16, модулем анализа аварийоной ситуации 17, модулем формирования управляющих сигналов 18, который связан с модулем поиска и выдачи рекомендаций 19, запускающим речевой информатор 20 и через блок формирования управляющих сигналов 18 с блоком формирования индикации 21, формирующим изображение на экранах информационно-управляющего поля 8 многоканального жидкокристаллического индикатора 1 и информационных зон 9 и 10.
В схему включена электронная система аварийного катапультирования (ЭСАК), в состав которой входит модуль анализа аварийной ситуации 17, связанный с вычислителем систем самолетовождения 22, запускающим аварийный радиопередатчик 23 и выдающим сигнал в модуль сравнения данных 24, связанный с блоком формирования индикации 21. Кроме того, модуль анализа аварийной ситуации получает сигналы от датчиков углов скольжения 25 и углов атаки 26, системы воздушных сигналов 27 и электрически связан с механизмами подтягивания ремней 28 и сброса фонаря 29 с обратной связью, выдающими командные сигналы в стреляющий механизм 30.
В случае несрабатывания одного из компонентов 28 или 29, обратная связь прерывается и через модуль формирования логических команд 16 и нажимную четырехпозиционную с нейтралью командную кнопку 7 сигнал подается на срабатывание механизмов подтягивания ремней 28 и сброса фонаря 29, выдающих сигналы, приводящие в действие стреляющий механизм 30 системы катапультирования. С выхода модуля анализа аварийной ситуации 17 сигнал подается в модуль формирования управляющих сигналов 18, запускающий модуль поиска и выдачи рекомендаций 19, который подает сигнал на срабатывание речевого информатора 20. Далее модуль формирования управляющих сигналов 18 подает сигнал в блок формирования индикации 21, индицирующий необходимую информацию на экранах информационно-управляющего поля 8 и в зоне 9 пилотажно-информационного индикатора 11.
Кроме того, модуль анализа аварийной ситуации 17 выдает сигнал вычислителю систем самолетовождения 22, который через аварийный радиопередатчик 23 автоматически информирует наземную поисковую службу о географических координатах места аварийного покидания ЛА экипажем.
Модуль анализа аварийной ситуации 17, в результате обработки информации, получаемой от датчика угловых скоростей, датчиков системы воздушных сигналов 27, которые выдают данные о поступательной и вертикальной скоростях полета, его барометрической высоте, от вычислителя систем самолетовождения 22, выдающим сигналы об истинной высоте полета и географических координатах места события по сигналам
спутниковой навигационной системы, вычисляет безопасную высоту автоматического катапультирования, время в секундах до ее достижения и выдает через модуль сравнения данных 24 сигналы в блок формирования индикации 21. Эта информация высвечивается на пилотажно-информационном индикаторе 11 многофункционального жидкокристаллического индикатора 1 (фиг.3, 4.). Кроме этого, модуль анализа аварийной ситуации соединяется с модулем формирования логических команд 16, запускающим речевой информатор 20.
Катапультирование в автоматическом и полуавтоматическом режимах выполняется после срабатывания механизмов подтягивания ремней 28 и сброса фонаря 29 по их сигналам в стреляющий механизм 30. Сигнал на автоматическое катапультирование подается по достижении ЛА безопасной высоты катапультирования. На пилотажно-информационном индикаторе высвечивается количество секунд (фиг.4), оставшихся до автоматического срабатывания стреляющего механизма катапультируемого кресла летчика.
На экранах информационно-управляющего поля и пилотажно-информационного индикатора высвечиваются надписи - КАТАПУЛЬТИРОВАНИЕ АВТ. (фиг.3, 4), при этом курсор на экране ИУП автоматически устанавливается в положение КАТАПУЛЬТИРОВАНИЕ ПОЛУАВТ. Нажатием кнопки ИСП сигнал подается на механизмы подтягивания ремней 28 и сброса фонаря 29, срабатывание которых приводит в действие стреляющий механизм 30 кресла летчика.
При возникновении условий, несовместимых с возможностью продолжения полета, на любом его этапе летчик может применить принудительное катапультирование (фиг.1), сжав руками скобы взведения стреляющего механизма 14 и потянув ручки 12, 13 на себя. Внедрение данной полезной модели позволит:
- повысить степень надежности системы катапультирования;
- автоматически привести в действие средства спасения на безопасной высоте катапультирования;
- разовым нажатием кнопки ИСП привести в действие средства спасения на любой высоте полета;
- принудительно привести в действие систему катапультирования;
- автоматически передать информацию о географическом месте катапультирования летчика на командный пункт управления полетом;
- уменьшить вес и габариты системы.
В настоящее время на пилотажных стендах в ФГУП НИИАО с привлечением опытного летного состава выполняется отработка алгоритмов работы системы в интересах разрабатываемого перспективного Российского истребителя.
Источники информации:
1. Информационно командная система летательного аппарата. Патент №50689 от 02 сентября 2005 г. Заявка №2005127564.
2. Информационно командная система летательного аппарата. Патент 58236 от 16 августа 2006 г. Заявка №2006129702.