СИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОГО ВЫВОДА САМОЛЕТА ИЗ СВАЛИВАНИЯ И ШТОПОРА

Полезная модель относится к области авиационной техники, может найти применение при создании новых летательных аппаратов (ЛА) и модернизации самолетов, находящихся в эксплуатации и служит для автоматического вывода самолета из сваливания и штопора одним из запрограммированных способов, применяемых в зависимости от текущей центровки, аэродинамической компоновки крыла и самолета, характера штопора в соответствии с методиками, рекомендованными для данного типа самолета.
За последние годы произошло несколько авиационных катастроф, связанных с попаданием самолета в штопор и невыходом из него (Аонецк ТУ-154, Учкудук ТУ-154...). Основной причиной этих тяжелых летных происшествий является выход самолета на критический, а затем и на закритические углы атаки при попытке набрать максимальную высоту полета без учета фактического полетного веса и атмосферных условий.
доп
кр
ср
В обоих случаях экипажи вывели самолеты за максимально допустимые углы атаки (а°). вышли на критический угол атаки (а°) и далее на углы атаки срыва в штопор (а°).
доп
кр
Предельный (максимально допустимый) угол атаки а°=а° - Δа° (фиг 1), при выходе на который самолет в полном объеме сохраняет все характеристики устойчивости и управляемости, но превышать его запрещается в целях безопасности. Непроизвольный выход ЛА в область закритических углов атаки вполне возможен при попадании самолета в головную часть кучево-дождевого или мощно-кучевого облака, где имеют место мощные восходящие и горизонтальные турбулентные потоки воздуха. Наличие небольшого запаса по углу атаки на высоте, близкой к практическому «потолку», быстрый рост его значения под воздействием вертикальных и горизонтальных порывов воздушной массы, приводит к быстрому увеличению угла атаки крыла за пределы допустимой величины, и как следствие, сваливанию на крыло и штопору.
Тяжелые транспортные самолеты могут попадать в крутой или плоский штопор. Крутой штопор характерен для передних и средних значений центровок. Его особенностями являются относительно большие угловые колебания по тангажу, крену и относительно большие угловые скорости вращения вокруг вертикальной оси самолета.
В плоский штопор ЛА может попадать при значениях центровок, близких к нейтральной. Он характерен меньшими угловыми
колебаниями относительно всех осей самолета (падение листом), и замедленной реакцией ЛА на отклонение управляющих поверхностей, поэтому процесс вывода из плоского штопора несколько затянут по времени и высоте.
Вывод самолета из этих разновидностей штопора выполняется с помощью ручной системы управления на основании визуальной внекабинной и приборной информации, в зависимости от вида (характера) штопора отклоняют органы управления в соответствующих направлениях и на требуемые углы [2].
Предлагаемая «Система автоматического вывода самолета из сваливания и штопора» является логическим продолжением заявленной ранее «Системы автоматического увода самолета с максимально допустимого угла атаки», взятой авторами в качестве прототипа [1].
Целью данной полезной модели является автоматический вывод самолета из режимов сваливания и штопора в область эксплуатационных аэродинамических параметров.
Указанная цель достигается тем, что в автоматическую систему, содержащую блок анализа аэродинамических параметров полета, который электрически связан с датчиком углов атаки, модулем формирования управляющих сигналов, блоком формирования индикации, блоком регистрации параметров полета, автопилотом, автоматом тяги, органами ручного и ножного управления и их исполнительными механизмами по каналам тангажа, крена и курса. К кроме этого блок формирования индикации электрически связан с модулем поиска и выдачи рекомендаций, пилотажно-информационным индикатором и индикатором информационно-управляющего поля, а модуль поиска и выдачи рекомендаций связан с речевым информатором. Дополнительно введены система воздушных сигналов, датчики пространственной вертикали, угловых скоростей, центровки, вычислителя систем самолетовождения, автоматический аварийный радиопередатчик и самолетный ответчик, причем все вышеуказанные элементы системы электрически связаны с блоком анализа аэродинамических параметров полета, кроме этого система воздушных сигналов и датчик пространственной вертикали связаны с модулем формирования управляющих сигналов, а автопилот связан с исполнительными механизмами по каналам тангажа, крена и курса.
Сущность представленной полезной модели поясняется чертежами:
на фиг.1 - график зависимости коэффициента подъемной силы крыла (Су) от углов атаки (а°); [3]
На фиг.2 - структурная схема системы автоматического вывода самолета из сваливания и штопора.
Система автоматического вывода самолета из сваливания и штопора содержит блок анализа аэродинамических параметров полета (баапп)- 1, электрически связанный с автопилотом (АП)- 2, вычислителем систем самолетовождения (ВСС)- 3, самолетным ответчиком (СО)- 4, датчиком угловых скоростей (АУС)- 5, автоматическим аварийным радиопередатчиком (ААРП)- 6, датчиком центровки (ДЦ,)- 7, блок от регистрации параметров полета (брпп)- 8, системой воздушных сигналов (СВС)-9, модулем формирования управляющих сигналов (МФУС)- 10, датчиком пространственной вертикали (АПВ)- 11, автоматом тяги (AT)- 12, датчиком углов атаки (АУА)- 13,рычагом управления самолетом (РУС)-14, педалями 15 и с исполнительными механизмами каналов управления по тангажу (ИМТ)- 16, крену (ИМкр)- 17 и курсу (ИМК)- 18.
Кроме этого система включает в себя блок формирования индикации (БФИ)- 19, который электрически связан с индикатором информационно-управляющего поля (ИУП)- 20, пилотажно -информационным индикатором (ПИИ)- 21, модулем поиска и выдачи рекомендаций (МПВР)- 22, который, в свою очередь связан с речевым информатором (РИ)- 23.
В настоящее время пилоты на основании анализа визуальной внекабинной и приборной информации, в зависимости от аэродинамической компоновки и центровки самолета, для вывода его из сваливания и штопора в ручном режиме пилотирования отклоняют органы управления самолетом в соответствующие стороны и на требуемые углы. Данная система автоматически формирует необходимые порционные управляющие сигналы, посылает их исполнительным механизмам и работает следующим образом.
При выходе на критический угол атаки (фиг.1) на вход в блок анализа аэродинамических параметров полета 1 поступают сигналы от датчиков углов атаки 13, пространственной вертикали 11, системы воздушных сигналов 9, центровки 7, угловых скоростей 5, вычислителя систем самолетовождения 3. Эти сигналы сравниваются с эталонными сигналами, заложенными в блоке анализа аэродинамических параметров полета 1 в соответствии с программой, где формируются, результирующие порционные сигналы, которые посылаются на рычаг управления самолетом 14 и педали 15 для установки и фиксации элеронов, руля направления в нейтральном положении. Одновременно от блока анализа аэродинамических параметров полета 1 подается порционный сигнал для отключения рычага управления самолетом 14 от исполнительного механизма канала тангажа 16. Одновременно с этим прямой сигнал от БААПП 1 подается на исполнительный механизм канала тангажа 16 для установки рулей высоты на пикирование на угол, заложенный в программе.
Это действие необходимо для предотвращения потери времени и дальнейшего развития ситуации (попадания самолета в штопор).
После вывода самолета из режима сваливания и достижения им эксплуатационных углов атаки, БААПП 1 посылает электрические сигналы на рычаг управления самолетом 14 для снятия фиксации с каналов курса и крена и ее подключения к исполнительному механизму канала тангажа. Кроме этого, БААПП 1 подает сигнал на автопилот 2 для его включения в режим стабилизации по всем каналам и на автомат тяги 12 для выдерживания скорости, достигнутой при выходе самолета в зону рабочих углов атаки.
При невыходе самолета из режима сваливания и его попадании в штопор, блок анализа аэродинамических параметров полета 1. получающий сигналы от вышеуказанных аэродинамических датчиков, 13. 11, 9. 7, 5 сравнивает их значения с эталонными, заложенными в программе. В результате обработки полученных данных блок анализа аэродинамических параметров полета 1 вырабатывает и подает управляющие сигналы исполнительным механизмам каналов тангажа 16, крена 17 и курса 18 на постановку их управляющих поверхностей на вывод самолета из штопора одним из запрограммированных методов [2]. Кроме того, блоком анализа аэродинамических параметров полета посылаются сигналы на самолетный ответчик 4 для его включения в режим «АВАРИЯ» и на автоматический аварийный радиопередатчик 6 для передачи в эфир данных о месте и времени события.
После вывода самолета из штопора и достижения эксплуатационных углов атаки, от блока анализа аэродинамических параметров полета 1 подаются сигналы в автопилот 2 для его включения в режим стабилизации по всем каналам и на автомат тяги 12 для выдерживания достигнутой скорости полета, а сигналы на включение самолетного ответчика 4 и автоматического аварийного радиопередатчика 6 снимаются.
В случае невыхода самолета из штопора через определенное количество витков, оговоренных в рекомендациях по выводу самолета из штопора и заложенных в программу, сигналы от блока анализа аэродинамических параметров полета 1 подаются на рычаг управления самолетом 14 и педали 15 для снятия с них блокировок. Органы управления ЛА могут быть подключены ко всем исполнительным механизмам простым приложением соответствующего усилия на рычаг управления самолетом или педали на любом этапе ситуации.
Во всех описанных случаях от БААПП 1 подаются сигналы на модуль формирования управляющих сигналов 10, электрически связанный с модулем поиска и выдачи рекомендаций 22, подающим
сигнал блоку формирования индикации 19, формирующим на пилотажно-информационном индикаторе 21 и индикаторе информационно - управляющего поля 20 визуальную информацию о характере события и рекомендации по его ликвидации. Модуль формирования управляющих сигналов 10, подает управляющий сигнал в модуль поиска и выдачи рекомендаций 22, который включает в работу речевой информатор 23, транслирующий в наушники пилотов сообщения, адекватные ситуации, включая рекомендации по ликвидации явления.
Представленное техническое решение обеспечивает повышенный уровень безопасности полетов за счет:
- двукратной автоматической защиты самолета от попадания в штопор;
- автоматического вывода ЛА из штопора;
-высокой надежности системы за счет возможности многократного резервирования элементов микроэлектроники.
Кроме того, предлагаемая система будет иметь небольшие вес и габариты, небольшие производственные затраты за счет использования штатных датчиков и некоторого оборудования ЛА.
Все это в целом позволит значительно уменьшить влияние человеческого фактора при ликвидации сложной ситуации.
С использованием материалов данного предложения были выполнены работы на самолетно-моделирующих комплексах «СПИРАЛЬ», «154» и проведены предварительные исследования по НИР «ФАКТОР». Исследования проводились с участием летчиков-испытателей (один из авторов данной полезной модели является Заслуженным летчиком-испытателем СССР). Некоторые фрагменты НИР «ФАКТОР» демонстрировались на МАКС 2007 в г.Жуковском.
Источники информации:
1. «Система автоматического увода самолета с максимально допустимого угла атаки.» Заявка на полезную модель №2008135814. От 05. 09 2008 г.
2. «Летные испытания самолетов.» Воениздат МО СССР 1982 г.Гл.9 стр.165÷174.
3. «Аэродинамика самолета ТУ-154Б.» Т.И. Лигум, С.Ю. Скрипченко, А.В. Шишмарев. Изд. Транспорт 1985 г.Стр. 34÷36, стр.211÷218.