СИСТЕМА КОНСУЛЬТАТИВНЫХ СООБЩЕНИЙ О НАХОЖДЕНИИ САМОЛЕТА НЕ НА ЗЕМЛЕ
SYSTEM OF COUNSELLING MESSAGES ON LOCATION OF AIRCRAFT NOT ON GROUND

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ
Настоящее изобретение в целом относится к области полетных контрольно-измерительных приборов воздушного летательного аппарата, а более конкретно, к системе для извещения пилотов об условии полета, когда самолет перестает находиться на земле в результате козления при посадке, при этом система включает в себя измерение выдвижения/сжатия шасси и индикаторы для пилотов.
Воздушный летательный аппарат, работающий при сильном ветре или других неблагоприятных внешних условиях во время посадки или посадки с неправильно обслуженными амортизационными стойками, или опорами, шасси, может производить столкновение с поверхностью взлетно-посадочной полосы с силой, достаточной для вызова козления (отскакивания от взлетно-посадочной полосы), приводящему к тому, что воздушный летательный аппарат снова оказывается в воздухе. Преждевременное быстрое вращательное движение вниз (de-rotation) (наклон носа вниз), когда основная опора шасси еще не находится в надежном контакте с взлетно-посадочной полосой, считается одним из существенных элементов, приводящих к нежелательным инцидентам при посадке воздушных летательных аппаратов. Если самолет отскакивает от взлетно-посадочной полосы после ее касания, то вследствие размера и положения кабины экипажа в крупных коммерческих воздушных летательных аппаратах летный экипаж может не отдавать себе отчета в том, что самолет совершил козление из-за разности между движением кабины экипажа и положением основной опоры шасси самолета относительно земли, т.е. кабина экипажа может перемещаться вверх или вниз, пока основное шасси движется от земли. Совершение самолетом вращательного движения вниз (de-rotation), когда основное шасси не находится на земле, может привести к посадке только на носовое шасси, которая может вызвать значительные конструктивные повреждения самолета.
Таким образом, необходимо обеспечить создание системы консультативных сообщений о нахождении самолета не на земле (Airplane Off Ground Advisory System (AOGAS), которая будет обеспечивать индикацию для летного экипажа, явно указывающую на совершение козления воздушным летательным аппаратом после первоначального контакта с взлетно-посадочной полосой так, чтобы экипаж смог предпринять необходимые действия для выполнения безопасной посадки или ухода на второй круг.
РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Варианты осуществления изобретения, раскрытые в настоящем документе, обеспечивают создание системы консультативных сообщений о нахождении самолета не на земле, использующей по меньшей мере один датчик положения, прикрепленный для обнаружения выдвинутого состояния и сжатого состояния основной опоры шасси. Система управления принимает входной сигнал от указанного датчика положения. Система управления регистрирует переключение входного сигнала из выдвинутого в сжатое и в выдвинутое состояние и обеспечивает подачу выходного сигнала. По меньшей мере один индикатор соединен с системой управления, выполненной с возможностью включения выходным сигналом.
Описанные варианты изобретения обеспечивают создание способа выдачи консультативных сообщений для летного экипажа о нахождении воздушного летательного аппарата не на земле посредством распознавания сжатия стоек основной опоры шасси и снятия возбуждения с реле управления. При распознавании того, что стойки основной опоры шасси выдвинуты, происходит возбуждение реле управления, которое осуществляет возбуждение реле времени и обеспечивает возможность включения индикатора.
Конструктивные признаки, функции и преимущества, описанные здесь, могут быть реализованы независимо в различных вариантах осуществления настоящего изобретения или могут быть скомбинированы с получением других вариантов осуществления изобретения, дополнительные подробности которых могут быть очевидными при обращении к последующему описанию и чертежам.
Кроме того, настоящий документ содержит варианты осуществления изобретения согласно следующим пунктам.
Пункт 1. Система консультативных сообщений о нахождении самолета не на земле, содержащая:
по меньшей мере один датчик положения, прикрепленный для обнаружения выдвинутого состояния и сжатого состояния основной опоры шасси во время посадки;
систему управления, принимающую входной сигнал от указанного по меньшей мере одного датчика положения, причем система управления регистрирует переключение входного сигнала из выдвинутого в сжатое и в выдвинутое состояние и обеспечивает выдачу выходного сигнала; и
по меньшей мере один индикатор, соединенный с системой управления, включаемой выходным сигналом.
Пункт 2. Система консультативных сообщений о нахождении самолета не на земле по пункту 1, в которой система управления, кроме того, содержит по меньшей мере одно реле управления, принимающее входной сигнал от указанного по меньшей мере одного датчика положения,
причем реле управления возбуждено при выдвинутом состоянии основной опоры шасси.
Пункт 3. Система консультативных сообщений о нахождении самолета не на земле по пункту 2, в которой система управления, кроме того, содержит таймер, соединенный с реле,
причем включение таймера происходит, когда реле управления возбуждено,
при этом таймер осуществляет сброс выходного сигнала системы управления, чтобы выключить указанный по меньшей мере один индикатор по окончании предварительно определенного времени.
Пункт 4. Система консультативных сообщений о нахождении самолета не на земле по пункту 3, в которой указанный по меньшей мере один датчик положения содержит
первый датчик положения, установленный на первой основной опоре шасси, и
второй датчик положения, установленный на второй основной опоре шасси,
причем первый датчик положения и второй датчик положения каждый обеспечивает подачу входного сигнала на систему управления.
Пункт 5. Система консультативных сообщений о нахождении самолета не на земле по пункту 4, в которой указанное по меньшей мере одно реле управления содержит
первое реле управления, принимающее входной сигнал от первого датчика положения, и
второе реле управления, принимающее входной сигнал от второго датчика положения,
причем первое реле управления возбуждено при выдвинутом состоянии первой основной опоры шасси, а
второе реле управления возбуждено при выдвинутом состоянии второй основной опоры шасси.
Пункт 6. Система консультативных сообщений о нахождении самолета не на земле по пункту 1, в которой указанный по меньшей мере один индикатор содержит первый световой индикатор в поле видения первого пилота и второй световой индикатор в поле видения второго пилота,
причем первый и второй световые индикаторы включены одновременно посредством выходного сигнала системы управления.
Пункт 7. Система консультативных сообщений о нахождении самолета не на земле по пункту 2, в которой система управления, кроме того, содержит конструктивный признак, предотвращающий отрыв от земли.
Пункт 8. Система консультативных сообщений о нахождении самолета не на земле по пункту 7, в которой конструктивный признак, предотвращающий отрыв от земли, содержит выключатель положения дроссельной заслонки, который обнаруживает предварительно определенное продвинутое положение дроссельной заслонки и обеспечивает размыкания цепи в качестве реакции на указанное предварительно определенное продвинутое положение.
Пункт 9. Система консультативных сообщений о нахождении самолета не на земле по пункту 8, в которой выключатель положения дроссельной заслонки обеспечивает прерывание выходного сигнала от указанного по меньшей мере одного реле управления.
Пункт 10. Система консультативных сообщений о нахождении самолета не на земле по пункту 8, в которой конструктивный признак, предотвращающий отрыв от земли, кроме того, включает в себя реле с блокировкой рукоятки управления шасси,
причем реле с блокировкой рукоятки управления шасси обеспечивает подачу питания на систему управления в качестве реакции на нижнее положение рукоятки управления шасси.
Пункт 11. Способ выдачи летному экипажу консультативных сообщений об условии нахождения воздушного летательного аппарата не на земле во время посадки, включающий:
распознавание того, что стойки основной опоры шасси сжаты;
снятие возбуждения с реле управления;
распознавание того, что стойки основной опоры шасси выдвинуты, и
возбуждение реле управления,
которое приводит к возбуждению реле времени и обеспечивает возможность включения индикатора.
Пункт 12. Способ по пункту 11, кроме того, включающий снятие возбуждения с реле управления по окончании времени таймера в реле времени и отключение индикатора.
Пункт 13. Способ по пункту 12, кроме того, включающий распознавание того, что после посадки стойки основной опоры шасси сжаты, и снятие возбуждения с реле управления.
Пункт 14. Способ по пункту 13, кроме того, включающий распознавание того, что после отскакивания стойки основной опоры шасси выдвинуты, и возбуждение реле управления и реле времени.
Пункт 15. Способ по пункту 14, кроме того, включающий распознавание положения дроссельной заслонки и отключение питания для реле управления при распознавании предварительно определенного продвинутого положения дроссельной заслонки.
Пункт 16. Способ по пункту 15, кроме того, включающий распознавание нижнего положения рукоятки управления шасси и включение питания для реле управления в качестве реакции на это нижнее положение.
Пункт 17. Способ по пункту 16, кроме того, включающий включение реле времени и индикатора после включения питания для реле управления.
Пункт 18. Способ по пункту 11, кроме того, включающий выбор временной задержки для таймера в реле времени.
Пункт 19. Способ по пункту 11, кроме того, включающий задержку включения реле времени на предварительно определенное время.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
ФИГ. 1 представляет собой наглядное изображение примера воздушного летательного аппарата, на котором могут быть использованы варианты осуществления настоящего изобретения.
ФИГ. 2 представляет собой принципиальную схему элементов варианта реализации системы консультативных сообщений о нахождении самолета не на земле.
ФИГ. 3 представляет собой наглядное изображение примера основной опоры шасси, на которой может быть использован датчик системы консультативных сообщений о нахождении самолета не на земле.
ФИГ. 4А представляет собой укрупненный вид узла приведения в действие стойки основной опоры шасси по ФИГ. 3, показывающий вариант реализации датчика с узлом приведения в действие стойки в выдвинутом положении.
ФИГ. 4В представляет собой укрупненный вид узла приведения в действие стойки в сжатом положении.
ФИГ. 5 представляет собой наглядное изображение примера кабины экипажа воздушного летательного аппарата, в которой может быть использован кабинный индикатор согласно варианту осуществления изобретения по ФИГ. 2.
ФИГ. 6 представляет собой блок-схему способа для реализации системы консультативных сообщений о нахождении воздушного летательного аппарата не на земле с использованием вариантов осуществления изобретения, описанных в настоящем документе.
Каждая фигура чертежа в настоящем документе показывает вариативную особенность представленных вариантов осуществления изобретения, и только отличия будут описаны подробно.
ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Варианты осуществления изобретения, раскрытые в настоящем документе, обеспечивают создание системы, использующей датчики сжатия и выдвижения на основной опоре шасси со схемой управления для выдачи визуального указания как командиру корабля, так и его помощнику о совершении козления и обеспечения летному экипажу возможности совершения соответствующих действий для завершения посадки или совершения маневра ухода на второй круг. Компоненты этой системы объединены уникальным образом для обнаружения того, когда самолет коснулся взлетно-посадочной полосы и затем совершил отскакивание в воздух, и выдачи при этом консультативных сообщений летному экипажу. Схема управления системой выдает индикацию в течение конечного (регулируемого) периода времени только после обнаружения того, что левая, правая или обе стойки основной опоры шасси (поршневых цилиндровых узлов) достаточно сжата или сжаты, чтобы удостоверится в том, что самолет произвел контакт с взлетно-посадочной полосой, после которого обе стойки принимают полностью выдвинутое положение. Система использует два датчика положения стоек, а схема управления включает в себя два реле управления, одно реле времени, при этом визуальное указание реализовано двумя расположенными в кабине световыми индикаторами. Эта система обеспечивает явно выраженную индикацию в кабине экипажа о совершении самолетом отскакивания от взлетно-посадочной полосы в дополнение к предположению или ощущению этого факта пилотами.
Как показано на ФИГ. 1, крупный коммерческий воздушный летательный аппарат 10 в общем случае использует основные опоры 12а и 12b шасси и носовые опоры 14 шасси. Основная опоры шасси, показанная для настоящего варианта осуществления изобретения, представляет собой конструкции с одной тележкой, каждая из которых имеет четыре колеса (как будет описано более подробно далее), установленные проходящими от крыльев, однако в альтернативных конфигурациях могут быть использованы основные опоры, установленные на фюзеляже, и могут быть использованы множество тележек с различным количеством колес и пневматических шин. Кабина экипажа 16 находится в передней выступающей части фюзеляжа, что может приводить к неправильному восприятию движения, когда самолет отскакивает от взлетно-посадочной полосы после ее касания. Летный экипаж может не отдавать себе отчета в совершении самолетом козления вследствие разности между перемещением кабины экипажа и положением основной опоры шасси самолета относительно земли. Кабина экипажа может перемещаться вверх или вниз, когда основное шасси отрывается от земли.
На ФИГ. 2 показан вариант изобретения системы консультативных сообщений о нахождении воздушного летательного аппарата не на земле (AOGAS). Датчик 218а положения установлен на левой опоре 12а шасси, а датчик 218b положения установлен на правой основной опоре 12b шасси. Датчики положения обеспечивают подачу входного сигнала на систему управления, которая, в свою очередь, обеспечивает подачу выходного сигнала на индикаторную систему, как будет описано более подробно далее. Как показано на ФИГ. 3, в каждой основной опоре 12а, 12b шасси используется тележка 302 с четырьмя колесами 304. Тележка прикреплена к поршню 306, размещенному в цилиндре 308 в стойке 310. Каждый датчик 218а, 218b положения отслеживает положение поршня 306 шасси относительно цилиндра 308 (положение стойки), как будет описано более подробно далее. Когда шасси не поддерживает какую-либо часть веса самолета, поршень 306 шасси полностью выдвинут из цилиндра 308. Шасси находится в этом положении при нахождении самолета в воздухе независимо от того, убрано (поднято) ли шасси или выпущено (опущено). Поршень 306 может перемещаться относительно цилиндра 308 только тогда, когда на это шасси давит вес самолета, достаточный для преодоления внутреннего давления в цилиндре 308. Перемещение поршня указывает на наличие положительного веса на колесах и контакт с взлетно-посадочной полосой.
Пример датчика 218а, 218b положения и соответствующие конструктивные признаки для обеспечения работы показаны на ФИГ. 4А и 4В. Первый соединительный рычаг 402, прикрепленный к поршню 306 узла 12а, 12b основной опоры шасси, прикреплен с возможностью поворота ко второму соединительному рычагу 404, который прикреплен (прямо или посредством дополнительных соединительных узлов) к цилиндру 308. Датчик 406 приближения (или контактный датчик) прикреплен держателем 407 ко второму соединительному рычагу 404 и размещен с возможностью взаимодействия с целевым объектом 408, проходящим от первого соединительного рычага 402 на держателе 409. Если поршень 306 в цилиндре 308 выдвинут, как описано выше для условия нахождения не на земле, поворачивание второго соединительного рычага 404 относительно первого соединительного рычага 402, как показано на ФИГ. 4А, приводит к взаимодействию выключателя 406 с целевым объектом 408, и выключатель 406 подает сигнал о выдвижении для датчика 218а, 218b положения. Если шасси находится на земле и поршень 306 вжат в цилиндр 308, положение второго соединительного рычага 404 относительно первого соединительного рычага 402 приводит к выходу выключателя 406 из взаимодействия с целевым объектом 408, как показано на ФИГ. 4В, и выключатель 406 подает сигнал о сжатии для датчика 218а, 218b положения.
Как показано на ФИГ. 2, выходной сигнал от каждого датчика 218а, 218b положения используется для возбуждения и снятия возбуждения с двух реле 220а и 220b управления в системе 200 управления. В этом примере осуществления изобретения реле 220а и 220b управления являются двухконтактными, в альтернативных вариантах осуществления изобретения используется по меньшей мере одно реле управления. Работа реле 220а и 220b управления имеет два аспекта; во-первых, создание электрического пути для обеспечения возможности загорания расположенных в кабине световых индикаторов 222а и 222b, как будет описано более подробно далее, и, во-вторых, обеспечение прерывания подачи питания для возврата реле временной задержки в исходное состояние. Выходной сигнал от датчика 218а положения, установленного на левостороннем шасси, управляет работой реле 220а управления, а выходной сигнал от установленного на правой стороне датчика 218b положения осуществляет управление реле 220b управления. Возбуждение каждого реле 220а, 220b управления будет происходить, когда соответствующая стойка полностью выдвинута и обеспечивается непрерывность между штырьком В и штырьком С в соответствующем датчике 218а, 218b положения. Снятие возбуждения с реле 220а и 220b управления происходит с обнаружением сжатия стойки, вызывающего прекращение непрерывности между штырьком В и штырьком С в датчиках положения 218а и 218b. Когда реле 220а управления или реле 220b управления возбуждено, непрерывность существует между контактными штырьками А1 и А2 реле управления и между штырьками В1 и В2. Когда с реле управления возбуждение снято, электрическая непрерывность установлена между штырьками А2 и A3 и между штырьками В2 и В3. Реле 223 времени используется для ограничения продолжительности включения световых индикаторов 222а и 222b на панели контроля хода полета. Последовательно со световыми индикаторами выполнена совокупность штырьков "А1, А2, A3" реле 223 времени. Обмотка 224 возбуждения реле времени управляется совокупностью штырьков В1, В2, В3 обоих реле управления и выполнена последовательно с ними. Реле 223 времени работает следующим образом. Для возбуждения на штырьке Х1 должно быть питание, а на штырьке Х2 - заземление. Когда таймер не запитан, контакты 226 реле 223 времени разомкнуты (непрерывность между штырьками А2 и A3). Контакты 226 реле 223 времени оказываются замкнуты, когда к штырькам Х1 и Х2 приложены питание и заземление, обеспечивая соответственно непрерывность между штырьками А1 и А2 в течение конечного периода времени, определенного таймером 228, а затем они размыкаются. Контакты реле времени размыкаются после предварительно определенного периода времени, даже когда на штырьках Х1 и Х2 остаются соответственно питание и заземление. Временной промежуток непрерывности между штырьками А1 и А2, обеспечиваемый таймером 228, может быть настроен. Возврат таймера в исходное состояние происходит тогда, когда происходит повторное включение питания для таймера.
Система 200 имеет два световых индикатора 222а и 222b, каждый из которых установлен, по существу, на линии прямой видимости командира корабля и его помощника. Как показано на ФИГ. 5 для примера варианта осуществления изобретения, световые индикаторы 222а и 222b могут быть установлены на противослепящем экране 502 поверх инструментальной панели 504 в кабине экипажа. Как показано на ФИГ. 2, световые индикаторы 222а и 222b соединены друг с другом проводами, чтобы включаться и гаснуть вместе с подачей одной и той же индикации для обоих членов летного экипажа. Хотя в описанном варианте осуществления изобретения используются световые индикаторы, индикатор для пилотов об условии нахождения не на земле может быть звуковым с использованием системы звуковых объявлений. В целом, система работает следующим образом, как показано на ФИГ. 6.
Когда самолет находится на земле, стойки шасси сжаты, и полное сопротивление на штырьке С является большим в обоих датчиках 218а и 218b положения, этап 602. Как таковое возбуждение обоих реле 220а и 220b управления отсутствует, и питание реле 223 времени отключено, этап 604, и при этом нет электрической непрерывности по отношению к световым индикаторам 222а и 222b, и они не светятся.
Когда при отрыве от земли, следующем после разбега при взлете, самолет оказывается в воздухе (снятие веса с колес), обе стойки шасси полностью выдвигаются и шасси больше не несет вес самолета, этап 606. Датчики 218а и 218b положения стоек возбуждают свои соответствующие реле 220а и 220b управления, а реле управления возбуждают реле 223 времени, этап 608. При установленном состоянии электрической непрерывности через оба реле управления реле времени осуществляет контакт и обеспечивает включение световых индикаторов 222а и 222b в кабине экипажа, этап 610. Световые индикаторы 222а и 222b будут оставаться включенными до тех пор, пока не перестанет работать таймер 228, когда контакты 226 реле 223 времени окажутся разомкнуты, заставляя световые индикаторы гаснуть, этап 612.
При наборе самолетом высоты, во время полета в крейсерском режиме и снижении, следующих за мероприятиями взлета, система не будет изменять состояния до повторного включения питания для реле 223 времени. Повторное включение питания может быть осуществлено только тогда, когда соответствующим датчиком 218а или 218b положения обнаружено достаточное сжатие, а затем полное выдвижение либо правой, либо левой стойки шасси. Поскольку давление газа внутри двух цилиндров 308 шасси жестко удерживает поршень 306 выдвинутым из цилиндра, то не происходит приведения в действие датчиков положения 218а, 281b. Без повторного включения питания световые индикаторы 222а, 222b не будут гореть ни в одной из этих фаз полета. Во время посадки, этап 614, если самолет остается в контакте с взлетно-посадочной полосой после первоначального ее касания, самолет касается взлетно-посадочной полосы и находится на ней одновременно обоими правым и левым шасси, возвращающимися в полностью сжатое положение (состояние нахождения на земле), которое вынуждает датчики 218а, 218b положения стоек снимать возбуждение с обоих реле 220а, 220b управления и реле 223 времени, этап 616. Цепь световых индикаторов 222а, 222b будет оставаться, по существу, разомкнутой, и световые индикаторы гореть не будут.
Если самолет касается взлетно-посадочной полосы и совершает отскакивание в воздух после первоначального касания взлетно-посадочной полосы, определение происшедшего отскакивания происходит, когда обнаружено сжатие по меньшей мере одной из стоек основной опоры шасси, а после этого обнаружено полное выдвижение обеих стоек основной опоры шасси. Во время такой последовательности событий датчики 218а, 218b положения стоек будут переключаться в положения "выдвинутое - сжатое - выдвинутое", вызывая возбуждение обоих реле 220а, 220b управления и повторную подачу питания для реле 223 времени, этап 618. Когда самолет снова будет находиться в воздухе, произойдет установление состояния непрерывности через все реле 220а, 220b управления и реле 223 времени, и световые индикаторы 222а, 222b будут включены, этап 620. Световые индикаторы 222а, 222b будут оставаться включенными до тех пор, пока не перестанет работать таймер 228 (как может быть, если летный экипаж совершил маневр ухода на второй круг), этап 622, или самолет возобновляет контакт с взлетно-посадочной полосой, этап 624, а система возвращается к этапу 614. В случае совершения самолетом отскакивания во второй раз (самолет опять находится на земле, а затем следует состояние нахождения в воздухе) будет повторно включено питание для реле 223 времени, и световые индикаторы опять будут гореть, пока самолет находится не на земле. Система не ограничена количеством событий отскакивания, поскольку питание для реле 223 времени повторно включается каждый раз в результате последовательности "воздух-земля-воздух".
Как показано на ФИГ. 2, для предотвращения загорания световых индикаторов 222а и 222b, следующего в результате поворота самолета во время отрыва от земли, при необходимости может быть использован конструктивный признак, предотвращающий отрыв от земли. Конструктивный признак, предотвращающий отрыв от земли, подразумевает использование выключателя 229 положения дроссельной заслонки, включаемого в предварительно определенном продвинутом положении дроссельной заслонки, вместе с реле 230 с блокировкой положения рукоятки управления шасси, прерывающем подачу питания на реле 220а, 220b управления в указанной системе, этап 626. Без выключателя 229 положения дроссельной заслонки световые индикаторы 222а и 222b будут включены после поворота при отрыве от земли с подачей экипажу в кабину визуального указания о нормальной работе системы. Если применяют функцию предотвращения отрыва от земли с использованием выключателя 229 положения дроссельной заслонки, то включение визуального указания будет инициировано только тогда, когда рукоятка управления шасси опущена перед посадкой, как обозначено выключателем 232 положения рукоятки шасси, этап 628. В верхнем положении рукоятки управления шасси реле 230 с блокировкой рукоятки управления шасси выключено, и питание в систему 200 не подается. Световые индикаторы 222а и 222b загорятся, когда рукоятка шасси будет переведена летным экипажем вниз, и будут гореть до тех пор, пока не перестанет работать реле 223 времени. Все другие конструктивные признаки системы являются аналогичными.
Конструктивный признак, предотвращающий отрыв от земли, также может быть реализован посредством встраивания положения дроссельной заслонки в используемую индикаторную схему. Для отслеживания положения дроссельной заслонки используются блоки выключателей в модуле управления дроссельной заслонки. Посредством использования одного из этих выключателей в одном из указанных блоков может быть получено разомкнутое состояние цепи световых индикаторов, когда дроссельные заслонки продвинуты далее предварительно определенного положения, в котором они находятся во время отрыва от земли.
В этом примере осуществления изобретения реле 223 времени имеет настраиваемые конструктивные признаки. Минимизация или устранение кратковременных оповещений или мерцания света, вызываемых вследствие подпрыгивания при посадке или незначительных козлений, может быть достигнута или достигнуто использованием реле времени, обеспечивающим временную задержку приведения в действие. Кроме того, период приведения в действие реле 223 времени (общего времени, в течение которого задействованы контакты после возбуждения обмотки реле) может быть отрегулирован с учетом необходимости отражения ожидаемого максимального времени наступления события. Основное реле времени не имеет первоначальной задержки и номинальной продолжительности таймера в десять (10) секунд.
Из различных вариантов реализации изобретения, подробно описанных в соответствии с патентным законодательством, специалистам в данной области техники будут очевидны возможные модификации и замены в описанных конкретных вариантах реализации. Такие модификации находятся в пределах объема и сущности настоящего изобретения в соответствии со следующими пунктами формулы изобретения.