Флюгерный вычислитель угла атаки

 

C ," »»." 1»Р

ОПИСАНИЕ

ИЗОБРЕТЕНИЯ

К АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ (il) 624167

CoIo3 Советскнх

Соцнвлнстнческнк

Реслублнк (61) Дополнительное к.авт. свид-ву (22) Заявлено 1804.77(21) 2476127/18-10 с присоединением заявки % (23) Приоритет (43) Опубликовано150978. Бюллетень № 34 (45) Дата опубликований описаний 31;07.78 (51) М. Кл.

Ст 01 Р 5/00

Государственный комитет

Совета Министров СССР по делам изобретений и открытий (о3) УДК551 ° 46. 086 (088.8) (72) Авторы изобретения

И. И. Белый, Е. В. Антонец, Г. A. Емельянов и В. М. Москаленко

Ульяновский политехнический институт (73) Заявитель (54 ) ФЛЮГЕРНЫЙ ВЫЧИСЛИТЕЛЬ УГЛА АТАКИ

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может быть использовано для компенсации динамической ошибки датчика углов атаки флюгерного типа при маневре летательного аппарата.

Известны вычислители угла атаки самолета, включающие в себя датчики приборной скорости и барометрической высоты, блоки ограничения и сравнения $1) .

Недостатками этих устройств являются большая динамическая ошибка, невысокие динамические свойства, малая точность измерения.

Ближайшим по технической сущности к изобретению является флюгерный вычислитель числа Маха и функциональный вычислитель, вход которого соединен с выходом вычислителя числа

Маха (2 . Однако указанное устройство имеет значительную динамическую ошибку, возникающую при маневре летательно"- о аппарата, ЦельЮ изобретения является уменьшение ошибки измерения угла атаки летательного аппарата при его маневре.

Это достигается тем, что в предлагаемое устройство введен корректирующий контур с передаточной функ цией: Г Р гЮ, т, Pi1

Т Р 4(2(Т +Т С4)Р+(2Торф C„ Ej,Тр — приведенные апараметры аэродинамического флюгера;

Ю

С4 — аэродинамический коэффициент самолета;

p — переменная в преобразовании Лапласа-Kapcosai вход которого соединен с выходом преобразователя, а выкод — с входом функционального вычислителя.

На чертеже представлен блок-схема описываемого вычислителя угла атаки»

Вычислитель угла атаки самолета содержит два аэродинамических флюгера 1, 2, преобразователь 3, корректирующий контур 4, вычислитель числа Маха 5 и функциональный вычислитель 6.

Аэродинамические флюгеры механически связаны с преобразователем 3, в качестве которого используют ге. нератор напряжения или трансформатор, вырабатывающий напряжение, 624167 пропорциональное среднему угловому положению флюгеров относительно оси фюзеляжа. Использование среднего выходного сигнала, соответствующего среднему угловому положению двух флюгеров, позволяет уменьшить ошибки измерения, обусловленные угловой скоростью крена самолетов. Установка аэродинамических Флюгеров в непосредственной близости к фюзеляжу самолета вносит определенные искажения в измерении истинного угла атаки самолета, которые являются определенными Функциями числа Маха. Причем определенному расположению флюгеров на фюзеляже соответствуют определенные функции числа -Маха.

Функциональный. вычислитель содержит потенциометры, каркасы которых профилированы согласно определенным Функциям числа Маха. Подвижные контакты потенциометров связаны с выходом вычислителя числа Маха 5, вырабатывающим механический сигнал, пропорциональный числу Маха. Потенциометры запитаны от эталонного источника переменного тока. Выходные напряжения с подвижных контактов потенциометров подаются на вход суммирующего вычислителя, на который поступает также сигнал с корректирующего койтура 4.

Корректирующий контур 4 соединяет выход преобразователя и вход функционального вычислителя.

Устройство работает следующим образом.

При отклонении аэродинамических флюгеров 1, 2 от нулевого отсчетного положения преобразователь 3 вырабатывает электрический сигнал, пропорциональный их среднему угловому положению. Сигнал, пропорциональный измеренному углу атаки, корректируется в корректирующем контуре 4 согласно приведенной передаточной функции н поступает на Функциональный вы" числитель 6, где пересчитывается согласно определенным функциям числа

Маха в угол атаки самолета.

Передаточная функция корректирующего контура при этом определяется из условия отсутствия ошибки при измерении угла атаки самолета: @S 1Р) WII g,(Р) т (1) М (р)- hl (р) Ф,(р) С (р+С4) %g (p) р р л(с,лс,л-с,1р (С,+С,С„11 — передаточная функция самолета по углу атаки тангажа при отклонении рулей высоты; р (" С4 Яр (С л С1С4) — передаточная функция самолета по

Ь углу атаки при отклонении руля высоты;

9 СЬС4 р(р л(С1лС лс 5)Рл (са с с4Д.

1 передаточная функция самолета по углу атаки наклона траектории при отклонении рулей высоты;

+ (р)

Ч (2 д1л (рл1 (4) Рг Ф Ж вЂ” передаточная функция аэродинамического флюгера; В †. угол отклонения руля высоты: — угол тангажа самолета; Π— угол наклона х) траектории самолета; С1, С, С, С4, С5 —, аэродинамические коэффициенты самолета.

С учетом выражений (2), (3), (4) выражение (1) принимает расчетный вид, что используется при построении флюгерного вычислителя угла атаки °

Формула изобретения

Флюгерный вычислитель угла атаки, содержащий два аэродинамических флюгера, преобразователь, механически связанный с указанными Флюгерами, вычислитель числа Маха и функциональный вычислитель, вход которого соединен с выходом вычислителя числа Маха, отличающийся

45 тем, что, с целью уменьшения ошибки измерения угла атаки летательного аппарата при его маневре, в устроЯство введен корректирующий контур с передаточной функцией:

4II Т р л2М Т,р рл i Г р л(2у Т, +Т С4)р+(2);р,„С л L) где ф,р Т р- приведенные параметры

45 аэродинамического флюгера;

С4 — аэродинамический коэффициент самолета; вход которого соединен с выходом преобразователя, а выход — с входом

Функционального вычислителя.

Б) Источники инФормации, принятые во внимание при экспертизе:

1. Патент ФРГ 9 1175296, кл. 21 а"4, 1965 .

2. Патент США 9 3()77773, ил ° 73-180, 1970.

ЦНИИПИ Заказ 517?/36

Тираж 1112 Подписное

Филиал ППП Патент, г. Ужгород, ул.Проектная,4