Способ отделения тарировочного зонда барометрической системы летательного аппарата и устройство для его осуществления

 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в системах для отделения тарировочных зондов от летательного аппарата. Цель изобретения - повышение надежности отстрела и безопасности при наземных отработках и испытаниях барометрической системы в полете. Цель достигается тем, что осуществляют подрыв не менее чем двух пиропатронов с интервалом времени подрыва от нуля до нескольких секунд в крейсерском полете или одновременно на критических режимах пилотирования. Стволы 7 пиропатронов 5, 6 расположены под углом 30 - 60^o относительно плоскости симметрии киля 17. Угол наклона стволов в продольной вертикальной плоскости равен углу стреловидности задней кромки киля 17. 2 с. п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к авиации, в частности к способам работы для получения данных измерений при испытаниях барометрической системы летательного аппарата и конструкций устройств для отделения тарировочного зонда от барометрической системы. Целью изобретения является повышение надежности отделения тарировочного зонда, а также повышение безопасности при наземных отработках и испытаниях барометрической системы в полете. На фиг. 1 изображен общий вид тарировочного зонда, установленного на киле хвостового оперения летательного аппарата и момент отделения тарировочного зонда; на фиг. 2 вид А на фиг. 1; на фиг. 3 узел 1 на фиг. 1, где изображены оси стволов пиропатронов, перпендикулярные продольной оси тарировочного зонда и устройства для осуществления способа; на фиг. 4 - вариант установки пиропатронов на летательном аппарате с V-образным размещением килей. Реализуется предложенный способ с помощью устройства для отделения тарировочного зонда от барометрической системы, причем осуществляется отделение тарировочного зонда со стабилизирующим конусом 1 (фиг. 1, 2) от барометрической системы, причем осуществляется отделение тарировочного зонда со стабилизирующим конусом 1 (фиг. 1, 2) от барометрической системы 2 летательного аппарата 3 путем подрыва пиротехнического узла 4 крепления указанного зонда с соединительными элементами 5 и 6 в стволах 7 пиропатронов 8 и 9, несущего эластичную трубку 10 с тросом 11 и приемник 12 статического давления, размещенный рядом со стабилизирующим конусом тарировочного зонда 1, который присоединен через резьбовой держатель 13, имеющий канал 14 для газоплотной связи приемника 12 через эластичную трубку 10 с барометрической системой 2 летательного аппарата и регистрирующей аппаратурой 15, причем подрыв пиропатронов 8 и 9 производится с интервалом по времени (или одновременно, при этом интервал по времени равен нулю в случае критических ситуаций пилотирования летательного аппарата 1 (через систему управления подрывом 16 с подачей электрического импульса в момент подрыва того или иного пиропатрона (в первую очередь производится подрыв пиропатрона 9, а затем с интервалом по времени от долей до целых секунд пиропатрона 8) и это определяется из условия отделения тарировочного зонда 1 без повреждения тросом 11 киля 17 хвостового оперения с рулями 18 и учетом угла стреловидности β задней кромки 19 киля 17 и размещения продольной оси 20 тарировочного зонда 1 относительно вертикальной плоскости симметрии 21 киля 17. Следует отметить, что пиропатроны 8 и 9 имеют герметичный стык 22 и подвод кабелей электропитания 23 для их подрыва, фиксатор 24 для корпуса пиропатрона 8, тарировочный зонд 1 навинчен на хвостовик 25 корпуса пиропатрона 9 с помощью герметичного соединителя 26 (фиг. 3). В другом варианте исполнения (фиг. 4) относительно плоскости симметрии 27 невертикального киля 28 размещены стволы 7 пиропатронов 8 и 9 под углом γ = 30...60° (оптимальный угол γ = 45°), относительно плоскости симметрии киля, что также обеспечивает безопасное отделение зонда 1 от пиротехнического узла 4 при заданной высоте L киля 28 на критических режимах пилотирования летательного аппарата 3, отличающегося по конструктивному выполнению его килей хвостового оперения от киля 17 самолета ИЛ-96-300 или ИЛ-114, причем размер H=200 мм, а углы отстрела α ≅ β колеблются в диапазоне 60 85^o (β = 60° для самолета ИЛ-96, а β = 85° для самолета ИЛ-114), т. е. представляют собой угол стреловидности задней кромки 19 киля 17, данные углы повышают безопасность при наземных отработках системы и испытаниях барометрической системы в полете. На критическом режиме пилотирования самолета допускается одновременная подача электрического импульса с пульта системы управления 16 на оба пиропатрона 8 и 9, т. е. без создания очередности отстрела соединительных элементов 5 и 6, чтобы полностью исключить возможность запутывания троса 11 и эластичной трубки 10 с датчиком 12 на киле 17 с рулями 18 хвостового оперения и повысить надежность отделения зонда 1 за счет ускорения процесса отделения его от барометрической системы 2, но без повреждения конструкции киля 17 и рулей управления 18 испытываемого летательного аппарата (типа ИЛ-96-300 и ИЛ-114) при сертификации его по международным нормам и для других целей, типа проведения регулярных исследовательских полетов на критических углах атаки. Пример. На киле 17 самолета ИЛ-96-300 установлено устройство для отделения тарировочного зонда 1, которое содержит пиротехнический узел 4, обеспечивающий отстрел отделение тарировочного зонда со стабилизирующим конусом 1 (фиг. 1). Указанный зонд 1 содержит приемник 12 статического давления, предназначенный для проведения летных испытаний барометрической системы 2 при определении аэродинамических поправок с наименьшими погрешностями за счет сокращения времени запаздывания передачи сигнала при вынесении указанного приемника 12 за пределы воздушного потока, возмущенного летательным аппаратом 3, в частности за киль 17 хвостового оперения на тросе 11. Влияние диаметров и емкости соединительных трубок барометрической системы 2 на измельчение времени запаздывания при передаче сигнала измеряемого распределения давления выходит за рамки предложенного объекта изобретения. Отстрел-отделение троса 11 и трубки 10 тарировочного зонда с конусом 1 производят перед посадкой летательного аппарата для исключения возможности запутывания их на хвостовом оперении летательного аппарата 3, а также в аварийных ситуациях (критические режимы пилотирования), при этом электрический импульс подают от пульта системы управления подрывом 16 по кабелям электропитания 23 к той или иной группе пиропатронов 8 и 9, стволы 7 для соединительных элементов 5 и 6 которых установлены в диапазоне положительных углов γ = 30-60° (оптимальный угол γ = 45°) относительно плоскости симметрии 21 киля 17 (фиг. 2) и под положительными углами α, равными углу стреловидности b задней кромки 19 киля 17, т. е. продольные оси соединительных элементов 5 и 6 в пиропатронах 8 и 9 размещают относительно продольной оси 20 тарировочного зонда 1 под положительным углом a = β (но может быть и отрицательный угол). Интервал времени подрыва пиропатронов определяют от нуля до нескольких секунд, исходя из условия отделения тарировочного зонда без повреждения киля хвостового оперения тросом 11 (фиг. 1), причем интервал времени равен нулю, т. е. одновременная подача электрического сигнала нужна при отделении тарировочного зонда на критических режимах пилотирования летательного аппарата, преимущественно на критических углах атаки, если возникает аварийная ситуация сваливания и т. п. Исключается повреждение киля при размещении стволов 7 пиропатронов продольных осей соединительных элементов под положительными углами g в диапазоне 30 60^o относительно вертикальной плоскости симметрии киля хвостового оперения (т. е. самолет имеет вертикальные кили), но в других вариантах исполнения самолета, преимущественно с V-образным (наклонным) размещением килей, остается верным только требование оптимального положительного угла отстрела g, равного 45^o, относительно плоскости симметрии киля. Таким образом исключаются повреждения тросом 11 при отстреле соединительных элементов (повышение безопасности), потому что продольные оси стволов пиропатронов размещают под положительными углами a ≅ β относительно продольной оси троса тарировочного зонда, причем длина троса 11 может быть до 170 м для обеспечения вынесения приемника статического давления за зону возмущенного воздушного потока вместе со стабилизирующим конусом, причем для повышения безопасности отделения зонда учитывается стреловидность b задней кромки киля 17 и параметр H=200 мм, определяемый наличием антенн на киле, распределителей статического электричества и другого оборудования, повреждение которого может нарушить режим испытательного полета летательного аппарата. Следует отметить и то, что традиционная схема размещения приемника статического давления перед самолетом на выносной штанге не эффективна для широкофюзеляжных самолетов, каким является испытываемый ИЛ-96, из-за больших возмущений воздушных потоков эффекта торможения.

Формула изобретения

1. Способ отделения тарировочного зонда барометрической системы летательного аппарата, включающий подачу электрического импульса в момент подрыва пиропатрона для отстрела соединительного элемента узла крепления тарировочного зонда, отличающийся тем, что, с целью повышения надежности отстрела, осуществляют подрыв не менее чем двух пиропатронов с интервалом времени подрыва от нуля до нескольких секунд в крейсерском полете или одновременно на критических режимах пилотирования. 2. Устройство для отделения тарировочного зонда барометрической системы летательного аппарата, содержащее пиротехнический узел, установленный на киле хвостового оперения, систему управления подрывом пиропатрона и соединительные элементы, установленные в стволах пиропатронов, отличающееся тем, что, с целью повышения безопасности при наземных отработках и испытаниях барометрической системы в полете, пиротехнический узел снабжен не менее чем двумя пиропатронами, стволы которых расположены под углом 30-60^o относительно плоскости симметрии киля, а угол наклона стволов в продольной вертикальной плоскости равен углу стреловидности задней кромки киля.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3