СИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОГО УВОДА САМОЛЕТА С МАКСИМАЛЬНО ДОПУСТИМОГО УГЛА АТАКИ

Полезная модель относится к области авиационной техники, может найти применение при создании новых летательных аппаратов (ЛА) и при модернизации самолетов, находящихся в эксплуатации, и служит для автоматического увода ЛА с максимально допустимого угла атаки на эксплутационные.
В последние годы в России произошло несколько катастроф пассажирских самолетов, связанных с попаданием самолета в штопор и невыходом из него (Донецк ТУ-154, Уч кудук ТУ-154...). Их причиной является выход самолета в область закритических углов атаки с последующим сваливанием на крыло и штопором.
Известна «Информационно - командная система летательного аппарата», включающая в себя три широкоэкранные многоканальные жидкокристаллические индикаторы, на которые выведена информация о работе всех систем летательного аппарата. На левый и правый индикаторы выведена пилотажная информация со специально выделенными информационно - рекомендательными и управляющими зонами, а на средний индикатор выведена навигационная обстановка с трехмерным отображением подстилающей поверхности (земли), географические, радиотехнические метеорологические и справочные данные, необходимые для выполнения полета, при этом на среднем экране выделена зона для размещения приборов, контролирующих работу двигателей и самолетных систем. Бортовая система тестконтроля выдает сигнал в модуль формирования управляющих сигналов, в модуль формирования логических команд, электрически связанный с модулем формирования управляющих сигналов и с нажимными четырехпозиционными с нейтралью кнопками, установленными на боковых ручках управления самолетом командира и второго пилота, которые выдают командные сигналы через блок коммутации на исполнительные механизмы систем и агрегатов, и в информационно-управляющие поля пилотажных индикаторов. В информационно - командной системе используется модуль сравнения данных, принимающий сигналы от вычислителя систем самолетовождения и системы воздушных сигналов, и выдающий сигналы в модуль поиска и выдачи рекомендаций.
Модуль формирования управляющих сигналов электрически связан с модулем поиска и выдачи рекомендаций, речевым информатором и блоком формирования индикации.[1] [2]
Эта «Информационно - командная система летательного аппарата» была принята авторами в качестве прототипа, т.к. она имеет наибольшее число элементов, общих с представленной «Системой автоматического увода самолета с максимально допустимого угла атаки».
Целью данной полезной модели является повышение уровня безопасности полетов путем автоматического устранения возможности выхода самолета на закритический угол атаки.
Указанная цель достигается тем, что в автоматическую систему управления самолета, содержащую модуль формирования управляющих сигналов, электрически связанный с блоком формирования индикации, который связан с модулем поиска и выдачи рекомендаций, пилотажно - информационным индикатором и индикатором информационно - управляющего поля, кроме этого, она содержит речевой информатор, органы ручного и ножного управления по каналам тангажа, крена и курса и исполнительные механизмы по этим каналам управления, дополнительно введен блок анализа аэродинамических параметров полета, электрически связанный с датчиком углов атаки, модулем формирования управляющих сигналов, блоком регистрации параметров полета, автоматом тяги, автопилотом, органами ручного и ножного управления и их исполнительными механизмами.
Сущность представленного технического решения поясняется чертежами:
у
- на фиг.1 - график зависимости коэффициента подъемной силы крыла (С) от углов атаки (а°); [3]
доп
- на фиг.2 - структурная схема системы автоматического увода самолета с максимально допустимого угла атаки (а).
Система автоматического увода самолета с максимально допустимого угла атаки (фиг 2) включает в себя блок анализа аэродинамических параметров полета (БААПП)1, вход которого связан с датчиком углов атаки (ДУА) 2, а выход связан с модулем формирования управляющих сигналов (МФУС) 3, автопилотом (АП) 4, автоматом тяги (AT) 5, блоком регистрации параметров полета (БРПП) 6, и с исполнительными механизмами каналов тангажа (ИМТ) 7, крена (ИМКр) 8, курса (ИМК) 9, а также с рычагом управления самолетом (РУС) 10 и педалями 11.
Кроме того, система содержит блок формирования индикации (БФИ) 12, связанный с модулем поиска и выдачи рекомендаций (МПВР) 13, пилотажно-информационным индикатором (ПИИ) 14, индикатором информационно-управляющего поля (ИУП) 15, а модуль поиска и выдачи рекомендаций 13 связан с речевым информатором (РИ) 16. В свою очередь рычаг управления самолетом 10 и педали 11 электрически связаны с исполнительными механизмами тангажа 7, крена 8 и курса 9.
Система автоматического увода самолета с максимально допустимого угла атаки работает следующим образом.
От датчика углов атаки 2 сигнал поступает в блок анализа аэродинамических параметров полета 1, посылающий сигнал на модуль формирования управляющих сигналов 3, электрически связанный с блоком формирования индикации 10, формирующим изображение на пилотажно-информационном индикаторе 14 и индикаторе информационно - управляющего поля 15, с модулем поиска и выдачи рекомендаций 13, посылающим сигналы в блок формирования индикации 12 для формирования предупредительной и
рекомендательной информации на экранах пилотажно информационного индикатора 14 и индикатора информационно -управляющего поля 15. Кроме того, модуль поиска и выдачи рекомендаций 13 посылает сигнал в речевой информатор 16 для трансляции в наушники пилотов тех же рекомендаций.
доп
доп
кр
При выходе самолета на максимально допустимый угол атаки (а) самолет сохраняет все характеристики устойчивости и управляемости, но на а летать не рекомендуется из-за его близости к критическому углу атаки (а), фиг.1 [3].
тек
доп
При достижении самолетом значения текущего угла атаки а.=а-1° сигнал от датчика углов атаки 2 поступает в блок анализа аэродинамических параметров полета 1, где он сравнивается с эталонным сигналом, заложенным в программе. Сигнал, выработанный блоком анализа аэродинамических параметров полета, в результате сравнения входящего сигнала с эталонным, подается в модуль формирования управляющих сигналов 3, посылающий сигнал в блок поиска и выдачи рекомендаций 13. который, в свою очередь, через блок формирования индикации 10, индицирует на экранах пилотажно-информационного индикатора 14 и индикатора информационно -управляющего поля 15 информацию о характере события и, соответствующие ситуации, рекомендации для его устранения. Кроме того, блок поиска и выдачи рекомендаций 13 подает сигнал речевому информатору 16 для трансляции в наушниках пилотов тех же сообщений.
тек=
доп
В случае невмешательства пилота в ситуацию при достижении самолетом значения аа+1° от блока анализа аэродинамических параметров полета 1 подаются сигналы на рычаг управления самолетом 10 для его отключения от канала тангажа и в исполнительный механизм канала тангажа 7 для перевода управляющих поверхностей самолета на пологое пикирование. При достижении самолетом отрицательного угла наклона траектории, заложенного в программе, сигнал от блока анализа аэродинамических параметров полета 1 подается в автопилот 4 для его включения в режим стабилизации достигнутого угла наклона траектории. Визуальная и речевая информация включается в работу по вышеприведенной схеме.
По достижении самолетом наивыгоднейшего угла атаки, сигналы от блока анализа аэродинамических параметров полета 1 подаются в автопилот 4 для включения его в режим стабилизации высоты, крена и курса, в автомат тяги 5 для выдерживания достигнутой скорости, соответствующей наивыгоднейшему углу атаки, и на подключение рычага управления самолетом 10 к исполнительному механизму тангажа 7. При этом предупредительная и рекомендательная информация с пилотажно-информационного индикатора и индикатора информационно - управляющего поля снимается. В случае необходимости пилот может подключить рычаг управления самолетом 10 к продольному каналу управления, приложив к нему необходимое усилие.
Представленное техническое решение позволяет:
- максимально уменьшить влияние человеческого фактора на устранение сложной ситуации;
- автоматически увести самолет с углов атаки, превышающих разрешенную величину, и надежно защитить его от попадания в режим сваливания и штопор.
- Обеспечить низкую себестоимость за счет использования штатных датчиков и других элементов оборудования, практически не увеличивая вес и габариты всей системы управления самолетом в целом. С использованием материалов данного предложения были выполнены работы на самолетно-моделирующих комплексах «СПИРАЛЬ», «154» и проведены исследования по НИР «ФАКТОР». Некоторые фрагменты НИР «ФАКТОР» демонстрировались на Авиасалоне МАКС 2007 в г.Жуковском. Исследования проводились с участием летчиков испытателей и линейных пилотов МЧС (один из авторов данной полезной модели является Заслуженным летчиком-испытателем СССР).
Источники информации:
1. Патент на полезную модель «Информационно-командная система летательного аппарата» №50689 от 2.9.2005 г.
2. «Вестник авиации и космонавтики» №1. 2007 г. Статья «Концепция применения информационной системы летательного аппарата» стр. 70 авт. Чернышов В.А. Жильцов В.А.
3. Аэродинамика самолета ТУ-154Б. Т.И.Лигум. С.Ю.Скрипченко. А.В.Шишмарев. Москва. Изд. «Транспорт» 1985 г. стр.34÷36, 211÷217.