Индикатор истинного горизонта

Техническое решение относится к авиационной технике, летной эксплуатации воздушных судов, производству авиационных приборов. Техническим результатом изобретения является упрощение конструкции. Индикатор истинного горизонта содержит два шаровых герметичных сосуда, размещенных один в другом, между которыми находится поддерживающая среда, где внутренний сосуд снабжен магнитным датчиком, состоящим из одинаковонаправленных постоянных магнитов, установленных на плоской опоре, скрепленной с сосудом. Индикатор снабжен элементами индикации по углам тангажа и находится во взвешенном состоянии во внешнем сосуде, снабженным шкалой кренов. Внутренний сосуд заполнен воздухом, в нем плоская опора с магнитным датчиком установлена в горизонтальной диаметральной плоскости, по оси которой размещен грузик, скрепленный с нижней частью шарового сосуда, по внешней диаметральной окружности которого, совпадающей с плоскостью опоры магнитного датчика, нанесена линия ярко-красного цвета толщиной 1,0-2,0 мм. Внешний герметичный шаровой сосуд имеет технологическое отверстие диаметра порядка 1,5 мм и снабжен по горизонтальной диаметральной окружности линией белого цвета толщиной порядка 2,0-3,5 мм. 4 ил.

 

Техническое решение относится к авиационной технике, летной эксплуатации воздушных судов, авиационному приборостроению, более конкретно к пилотажным приборам.

Известна конструкция авиагоризонта см., например, книгу авт. О.И. Михайлов, И.М. Козлов, Ф.С. Гергель. Авиационные приборы, изд. «Машиностроение», 1977 г., стр.87-90, которая состоит из комбинации двух физических приборов: свободного трехстепенного гироскопа и физического маятника, точнее системы маятниковой коррекции, размещенных в едином корпусе, при этом корпус авиагоризонта жестко скреплен с объектом (планером самолета).

Гироскопический авиагоризонт - это сложный прецизионный электромеханический дорогостоящий прибор ограниченного эксплуатационного ресурса, требующий источников специального электроснабжения, трудоемкий в необходимом периодическом техническом обслуживании и требующий постоянного внимания при эксплуатации в полете.

Известно техническое решение по патенту SU №1831653 A3, МКИ G01C 17/00, 9/14 «Устройство для определения угловой ориентации объекта», содержащее два шарообразных герметичных сосуда, размещенных один в другом, между которыми находится поддерживающая среда тяжелого газа ксенона, внутренний сосуд снабжен магнитным датчиком, состоящим из одинаково направленных постоянных магнитов, установленных на плоской опоре ниже его центра масс, снабжен элементами индикации, заполнен легким газом гелием и находится во взвешенном состоянии во внешнем сосуде, который выполнен прозрачным, снабжен элементами индикации и регулировки и жестко скреплен с корпусом прибора и самолета.

Устройство имеет инструментальные и технологические недостатки.

- для обеспечения однозначности индикации (пикирования или кабрирования, например, при выполнении самолетом фигур высшего пилотажа), внутренний сосуд должен обладать надежной остойчивостью во внешнем сосуде, для этого необходимо магнитный датчик размещать во внутреннем сосуде как можно ниже, а это приведет к уменьшению длины постоянных магнитов (магнитных стрелок), что может сказаться на нестабильности магнитного датчика при индицировании углов.

Применение легкого и тяжелого газов создает значительные технологические и производственные трудности.

- заполнение внутреннего сосуда легким газом - водородом нежелательно, при заполнении гелием уменьшается суммарная выталкивающая сила поддерживающей среды внутреннего сосуда, что требует ужесточения требований к массе других деталей.

- заполнение внутреннего сосуда гелием, а также последующее заполнение внешнего сосуда ксеноном вызывает значительные трудности, связанные с применением вытяжных герметичных камер, увеличение производственных помещений, затрат большого количества рабочего времени, применения специальных контролирующих приборов и др. мероприятий, что в итоге удорожает прибор и уменьшает их количественный выпуск.

Трудность выхода из предаварийной или экстремальной ситуации полета для летчика, потерявшего (по неважно какой причине) контроль пространственного положения самолета или сомневающегося в правильности индицирования бортовых авиагоризонтов (такая ситуация реальна), заключается в том, что летчик не имеет возможности НЕМЕДЛЕННО! (обращается внимание - немедленно) в любой момент полета определить положение самолета в пространстве по крену и тангажу, относительно истинного горизонта Земли. В такой ситуации необходимо: либо провести анализ работы авиагоризонтов (или их отказа), либо попытаться найти (если видно) наземные или небесные ориентиры и оценить их, либо перейти на пилотирование по методу «дублирующих приборов». Методы эти сложные, требуют большого внимания, опыта применения, затрат времени, очень ограниченного в такой ситуации, большого профессионализма от летчика и не всегда кончаются благополучно.

Проблема определения пространственного положения движущегося объекта, не находящегося в контакте с земной поверхностью и подверженного действию линейных и угловых ускорений вокруг двух взаимно пересекающихся перпендикулярных осей в горизонтальной плоскости, заключается в том, что наблюдатель (летчик), находящийся на этом объекте, например, в самолете в воздушном пространстве тропосферы Земли, может определить пространственное положение самолета, т.е. определить положение самолета по крену и тангажу, относительно вертикали места:

- либо (только!) с помощью органов зрения, т.е. визуально;

- либо с помощью инструментальных средств.

Других способов определения пространственного положения самолета, в самом самолете, в технике нет и науке не известны!

Визуальная ориентация в пространстве возможна по земным и небесным ориентирам. В частном случае, в светлое время, при четкой «идеальной» линии горизонта на высоте, в горизонтальном прямолинейном установившемся полете в спокойной атмосфере визуально можно определить пространственное положение самолета по крену и тангажу с точностью 0+-3 угловых градуса. По небесным, относительно неподвижным, ориентирам: Солнцу, Луне, Полярной Звезде и др. светилам определить пространственное положение очень неудобно и не точно, необходимо одновременно учитывать много факторов: время суток, Северное, Южное полушарие, широту места, время года, поясное время и др., при этом видимость светила будет зависеть от курса самолета.

При потере пространственного положения самолета в условиях отсутствия видимости наземных и небесных ориентиров, что реально в каждом полете: ночь, облачность, туман, дождь, снегопад и т.п., невозможно! определить пространственное положение самолета по крену и тангажу до момента т.н. «сваливания», т.е. необратимого процесса беспорядочного движения (падения), которое длится несколько секунд до столкновения с землей и разрушения конструкции. Вывести самолет из падения практически невозможно. В качестве инструментальных средств определения пространственного положения самолета пригодны только гироскопические приборы: авиагоризонты, гировертикали, курсогировертикали. Это очень ответственные электромеханические приборы и системы, имеют много недостатков, методических и инструментальных ошибок, с которыми приходится мириться. В виду важности функции контроля пространственного положения самолета эти приборы всегда дублируют, троируют, охватывают системами контроля и к тому же самолет дополнительно снабжают резервным автономным каналом авиагоризонта.

Тем не менее проблема контроля пространственного положения самолета существует.

Физическая основа действия индикатора истинного горизонта основана на установленной заявителем закономерности геомагнитного поля Земли, которая заключается в том, что свободная магнитная стрелка, выполненная в виде отрезка прямой линии, устанавливается не только в плоскости магнитного меридиана Земли, но и по касательной к магнитной силовой линии магнитного поля Земли, равнодействующей напряженности магнитного поля Земли, точнее ее горизонтальной составляющей H, которая доминирует на поверхности Земли. (Вертикальная составляющая Z напряженности магнитного поля Земли - наклонение оказывает существенное влияние на наклон магнитной стрелки только в районах геомагнитных полюсов Земли радиуса по поверхности порядка 1200 км). Магнитная силовая линия магнитного поля Земли непрерывно и плавно огибает поверхность Земли и практически не изменяется по величине в интервале высот тропосферы до 12000 метров, поэтому магнитная сила горизонтальной напряженности магнитного поля Земли будет стабильно удерживать свободный магнитный датчик, состоящий из одинаково направленных параллельных магнитов (магнитных стрелок), укрепленных на плоской опоре, в горизонтальной плоскости, касательной к магнитной силовой линии магнитного поля Земли, т.е. параллельно поверхности Земли в точке высоты места, проходящей через горизонтальную плоскость опоры магнитного датчика. Таким образом, в подвижном объекте, плоская опора магнитного датчика будет искусственным истинным неподвижным горизонтом относительно двух взаимно пересекающихся перпендикулярных осей в горизонтальной плоскости в корпусе внешнего сосуда. Т.е. наблюдатель (летчик) определяет положение самолета в пространстве относительно неизменного горизонтального стабильного положения опоры свободного магнитного датчика. Цель разработки - упрощение технологии изготовления прибора, уменьшение производственных издержек и снижение стоимости прибора.

Поставленная цель достигается тем, что внутренний сосуд заполнен воздухом, в нем плоская опора с магнитным датчиком установлена в горизонтальной диаметральной плоскости, по оси которой размещен грузик, скрепленный с нижней частью шарового сосуда, по внешней диаметральной окружности его, совпадающей с плоскостью опоры магнитного датчика, нанесена линия ярко-красного цвета толщиной 1,0-2,0 мм, а внешний герметичный шаровой сосуд имеет технологическое отверстие порядка 1,5 мм, снабжен по горизонтальной диаметральной окружности линией белого цвета толщиной 2,0-3,5 мм, а в качестве поддерживающей среды для внутреннего сосуда применен этиловый спирт или лигроин, причем во внешнем сосуде имеется пузырек воздуха.

На представленных иллюстрациях показано.

Фиг.1. Внешний вид лицевой части индикатора истинного горизонта, вид по направлению полета.

Фиг.2. Индикатор истинного горизонта, вид сверху, разрез по горизонтальной диаметральной плоскости.

Фиг.3. Индикатор истинного горизонта, вид сбоку, разрез по вертикальной продольной плоскости.

Фиг.4. Схема устройства модифицированного индикатора истинного горизонта.

Фиг.5. Взаимное расположение элементов индикации, индикатора истинного горизонта, при горизонтальном полете.

Позиции на чертежах.

1. - внутренний сосуд.

2. - верхняя полусфера внутреннего сосуда.

3. - нижняя полусфера внутреннего сосуда.

4. - шкала углов тангажа.

5. - величины углов пикирования.

6. - величины углов кабрирования.

7. - перегородка, опора магнитного датчика.

8. - магнитный датчик.

9. - грузик.

10. - линия ярко-красного цвета.

11. - внешний сосуд.

12. - флянец.

13. - шкала кренов.

14. - линия белого цвета.

15. - технологическое отверстие.

16. - жидкостная среда.

17. - пузырек воздуха.

18. - полуоси.

19. - корпус.

20. - коническая передача.

21. - рукоятка.

Устройство и технология изготовления индикатора истинного горизонта. См. фиг.1, 2, 3. Внутренний герметичный шаровой сосуд 1 выполнен из двух шаровых полусфер легкого прочного пластичного немагнитного материала, скрепленных между собой при нормальных атмосферных условиях, причем верхняя полусфера 2 с наружной стороны имеет светло-коричневый цвет, а нижняя полусфера 3 имеет светло-синий цвет, обе полусферы снабжены круговыми линиями шкалы углов тангажа 4 с интервалом 10 угловых градусов, в разрывах этих линий нанесены величины углов пикирования 5 и кабрирования 6. Нижняя полусфера 3 в экваториальной плоскости снабжена горизонтальной плоской перегородкой 7, придающей жесткость внутреннему шаровому сосуду, она же является опорой магнитного датчика 8 - одинаково направленных постоянных магнитов (магнитных стрелок). К внутренней поверхности нижней полусферы 3 по вертикали из центра перегородки опоры магнитного датчика 8 прикреплен грузик 9. Обе полусферы, при нормальных атмосферных условиях, совмещают по экваториальной плоскости перегородки 7 и герметично соединяют между собой. На готовый внутренний сосуд 1 по диаметральной горизонтальной окружности, совпадающей с плоскостью перегородки 7 опоры магнитного датчика 8, с внешней стороны нанесена линия 10 ярко-красного цвета толщиной 1,0-2,0 мм. Масса готового внутреннего сосуда 1 должна быть равна, или несколько меньше, выталкивающей силы вытесненной жидкостной среды 16 внешнего сосуда 11. Внутренний диаметр внешнего шарового сосуда 11 больше внешнего диаметра внутреннего шарового сосуда 1 ориентировочно на 3-8 мм. Внешний шаровой сосуд 11, являющийся одновременно корпусом прибора, выполнен из двух полусфер прозрачного прочного пластичного немагнитного материала, например, органического стекла, снабженных по диаметральной плоскости флянцами 12. Одна из полусфер (лицевая) с наружной стороны снабжена по флянцу 12 шкалой кренов 13, а с внутренней стороны по диаметральной горизонтальной плоскости, перпендикулярной плоскости флянцев 12, снабжена линией 14 белого цвета, толщиной порядка 2,0-3,5 мм, другая полусфера в верхней части имеет технологическое отверстие 15 диаметром порядка 1,5 мм и снабжена узлом крепления к конструкции самолета (на фигуре не показан).

В одну из полусфер помещают внутренний шаровой сосуд 1, совмещают ее с другой полусферой и герметично и прочно соединяют их флянцы 12, через технологическое отверстие 15 заполняют оставшийся внутренний объем внешнего сосуда жидкостной средой 16, например, этиловым спиртом или лигроином, оставляя пузырек воздуха 17, который необходим для объемной компенсации жидкостной среды в эксплуатационном интервале температур от -60 до +50 град.C, после чего технологическое отверстие 15 надежно закрывают. Жидкостная среда 16 толщиной слоя порядка 1-3 мм равномерно распределяется между внутренним и внешним сосудами.

Внутренний сосуд 1 должен находиться во внешнем сосуде 11 во взвешенном свободном состоянии. Линия 10 ярко-красного цвета должна занимать среднее положение за линией 14 белого цвета и не должна быть видна. См. фиг.5.

В паспорте прибора делают следующую запись, например: «Горизонтальное положение объекта с точностью 0-1 угл. град, по тангажу и крену соответствует 55 град С.Ш. 37 град В.Д.». Это означает, что если линия 10 ярко-красного цвета совпадает с линией 14 белого цвета и к тому же полностью закрыта линей 14 белого цвета, то объект (самолет) имеет положение в пространстве в интервале углов 0÷1 угл. град, по тангажу и крену, относительно естественного горизонта, т.е. горизонтально поверхности земли в географической точке 55 град С.Ш. и 37 град В.Д., т.е. в месте изготовления индикатора истинного горизонта. Это означает, что точность соответствует данной географической местности, это указание необходимо для грамотного применения прибора.

Для абсолютного большинства воздушных трасс Восточного полушария Земли, в интервале географических широт приблизительно от 45 до 80 град Северного полушария Земли, индикатор истинного горизонта будет обеспечивать истинную, достаточно точную (+, -2,5 угл. град, при лицевой части индикатора истинного горизонта 80-100 мм) и удобную для визуальной оценки индикацию пространственного положения самолета, в любой момент полета от разбега до пробега. без прикасания к нему.

Однако для протяженных полетов в меридиональном направлении, из Северного полушария в Южное, например, из Мурманска в Антарктиду, а также для воздушных трасс Западного полушария Земли, особенно в высоких широтах в Северном полушарии Земли, ошибки индикатора истинного горизонта могут быть заметными в связи с изменениями величины горизонтальной составляющей равнодействующей магнитного поля Земли и близости Северного геомагнитного полюса Земли (островная территория Канады). Для компенсации этих ошибок и удобства пользования предусмотрена модификация индикатора истинного горизонта, представленная на фиг.4. В ней задняя полусфера внешнего сосуда 11 лишена узла крепления к конструкции самолета, индикатор истинного горизонта снабжен полуосями 18, в горизонтальной плоскости, по центру внутреннего сосуда перпендикулярно продольной оси, которыми он закреплен в корпусе 19. Угловое положение внешнего сосуда 11 по тангажу можно изменять вручную в полуосях 18, посредством конической зубчатой передачи 20 рукояткой 21, при этом люфт внешнего сосуда 11 не допускается. Корпус 19 снабжен узлом крепления к конструкции самолета.

Установка индикатора истинного горизонта на самолет. Индикатор истинного горизонта относится к т.н. несъемному оборудованию самолета. Прибор не требует периодических проверок и его технический ресурс устанавливают равным или кратным межремонтному ресурсу планера самолета, после чего его утилизируют ввиду неремонтопригодности и дешевизны.

Индикатор истинного горизонта устанавливают сверху средней части лобового стекла кабины, при этом надо добиться минимального влияния на него электрических и магнитных полей от всего работающего оборудования самолета. Кроме того, самолет должен находиться на горизонтальной площадке, давление во всех шинах шасси должно быть нормальное, величина центровки самолета должна соответствовать средней величине эксплуатационного интервала центровок САХ для данного типа самолета. Статический покой. При выполнении всех вышеперечисленных условий индикатор истинного горизонта надежно прикрепляют к конструкции планера самолета, так, чтобы линия 10 ярко-красного цвета была в середине линии 14 белого цвета и полностью закрыта (фиг.5, «A»). Указанное взаимное расположение линии 10 ярко-красного цвета и линии 14 белого цвета соответствует тому, что самолет находится в горизонте, т.е. конструкция планера самолета параллельна поверхности земли (горизонтальной площадке, на которой он находится), что и требуется от индикатора истинного горизонта.

Работа прибора. Магнитный датчик 8, скрепленный перегородкой 7 с внутренним свободным шаровым сосудом 1, будет устанавливаться и стабильно неподвижно удерживаться горизонтальной составляющей Н магнитного поля Земли независимо от величины скорости и эволюции в пространстве внешнего сосуда 11 (самолета). Грузик 9 придает внутреннему сосуду 1 необходимую остойчивость, чем достигается однозначность определения углов. Жидкостная среда 16 является не только поддерживающей, но и смазывающей средой между сосудами, а малый объем жидкости и малое ее количество (масса) не позволяют проявляться т.н. увлечению, присущему жидкостным приборам, что положительно влияет на стабильность индикации.

Индикатор истинного горизонта позволяет немедленно, в любой момент полета (от отрыва от ВПП до касания ВПП), дать летчику достоверную информацию о положении земли, относительно произвольного положения самолета в пространстве. Неподвижная, в любой момент полета, линия ярко-красного цвета 10 - это поверхность земли, поэтому прибор имеет индикацию «ВИД С САМОЛЕТА НА ЗЕМЛЮ», что удобно для летчика, т.к. ему легче и привычнее «перенести» взгляд с индикатора истинного горизонта на землю или в то место, где должна быть земля (при «слепом» полете), что особенно важно в экстремальной ситуации.

Равномерный горизонтальный прямолинейный установившийся полет в спокойной атмосфере можно рассматривать как динамический покой, в этом случае для большинства воздушных трасс Восточного полушария Земли в диапазоне широт Северного полушария Земли ориентировочно 55÷15-20 град, широкая линия 14 белого цвета будет закрывать тонкую линию 10 ярко-красного цвета, это значит, что самолет находится «в горизонте».

При переходном режиме полета, только тангаж (пикирование или кабрирование), линия 14 белого цвета будет располагаться параллельно линии 10 ярко-красного цвета, выше или ниже.

При координированном полете, только крен (левый или правый), линия 14 белого цвета будет пересекать линию 10 ярко-красного цвета в центре.

При выполнении виражей с набором высоты или снижением, линия 14 белого цвета будет располагаться выше или ниже линии 10 ярко-красного цвета и находиться под углом к ней.

Индикатор истинного горизонта является, по существу, независим контролером бортовой системы автоматического управления (САУ), ее независимой обратной связью. Линия 14 белого цвета повторяет эволюции самолета, заданные САУ.

Если ночью, в сложных метеоусловиях, при прохождении многослойной облачности, летчик не видит линии 10 ярко-красного цвета, значит на борту все хорошо, а при выполнении эволюции в этих условиях, летчик не допускает больших рассогласований линии белого цвета 14, относительно линии 10 ярко-красного цвета.

Выдерживание (считывание) углов по тангажу и крену по индикатору истинного горизонта выполняют редко, как правило, только в экстремальной ситуации, например, при отказе гироскопических приборов при взлете в наборе высоты с креном ночью в тумане, чтобы не допустить выхода самолета на закритические углы полета.

Достигаемая эффективность.

1. Создан новый пилотажный прибор, имеющий существенные преимущества по многим характеристикам по сравнению с применяемыми гироскопическими приборами авиагоризонтами и гировертикалями, а именно:

- в надежности.

- автономности.

- в отсутствии специального электроснабжения.

- в постоянстве действия.

- в простоте пользования в полете.

- в отсутствии органов управления.

- в простоте технической эксплуатации.

- не требующего периодического технического обслуживания.

- имеющего больший технический ресурс.

- в простоте производства и оснастки.

- в стоимости прибора, и др. характеристикам.

2. Летчик имеет возможность в любой момент полета наверняка знать: где находится земля. Степень доверия летчика к индикатору истинного горизонта значительно больше, чем к гироскопическим приборам гировертикалям и авиагоризонтам.

3. В случае возникновения экстремальной ситуации в полете (отказ двигателей, пожар, выход из строя электроснабжения и др.), повлекшей выход из строя всех авиагоризонтов, при выполнении полета в сложных метеоусловиях, то индикатор истинного горизонта позволяет пилотировать самолет в штурвальном режиме (без автопилота и САУ) на вынужденную посадку, запасной аэродром или в пункт назначения с благополучным завершением полета.

4. Существенно повышается безопасность полетов, что особенно важно для гражданской авиации.

5. Возникает возможность снизить стоимость штатного оборудования самолета за счет исключения ряда оборудования, например, для самолета первого класса: третьей резервной гировертикали, ее вторичного источника специального электроснабжения, выключателя коррекции коммутирующей, защитной арматуры, электрокоммуникаций и разъемов; резервного авиагоризонта с тем же оборудованием. А это: исключение полетной массы самолета на 100-200 кг, увеличение емкости аккумулятора, увеличение места в технических отсеках самолета, упрощение трудоемкого и длительного технического обслуживания оборудования, а в итоге уменьшение издержек эксплуатации самолета.

Индикатор истинного горизонта, содержащий два шаровых герметичных сосуда, размещенных один в другом, между которыми находится поддерживающая среда, где внутренний сосуд снабжен магнитным датчиком, состоящим из одинаковонаправленных постоянных магнитов, установленных на плоской опоре, скрепленной с сосудом, снабжен элементами индикации по углам тангажа и находится во взвешенном состоянии во внешнем сосуде, который жестко скреплен с планером самолета, выполнен прозрачным, снабжен шкалой кренов, отличающийся тем, что внутренний сосуд заполнен воздухом, в нем плоская опора с магнитным датчиком установлена в горизонтальной диаметральной плоскости, по оси которой размещен грузик, скрепленный с нижней частью шарового сосуда, по внешней диаметральной окружности его, совпадающей с плоскостью опоры магнитного датчика, нанесена линия ярко-красного цвета толщиной 1,0-2,0 мм, а внешний герметичный шаровой сосуд имеет технологическое отверстие диаметра порядка 1,5 мм, снабжен по горизонтальной диаметральной окружности линией белого цвета толщиной порядка 2,0-3,5 мм, а в качестве поддерживающей среды для внутреннего сосуда применен этиловый спирт или лигроин, причем во внешнем сосуде оставлен пузырек воздуха.