Устройство для определения угла наклона объекта

 

ОП ИСАНИЕ

ИЗОБРЕТЕНИЯ

К аетОРСКОМ СаИДЕтЕЛЬСтВЬ

Союз Советских

Социалистическ их

Республик

705254

4i

/ == (6l ) Дополнительное к авт. свид-ву (22) Заявлено 04.11.75 (21) 2191729/18--10 с присоединением заявки М (23) Приоритет (51)М. Кл.

6 01 С 9/36

Гооударстевииый комитет

СССР оо делам иэооретеиий и открытий

Опубликовано 25.12.79, Бюллетень J% 47

Дата опубликования описания 25,12.79 (53) УДК 528541 (088.8) (72 ) Автор изобретения

И, Н. Кочергин (7l) Заявитель (54) УСТРОЙСТВО ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ УГЛА

НАКЛОНА ОБЪЕКТА

Изобретение относится к области измерительной техники, и в частности, к устройствам для определения пространственного угла наклона I объекта, например летательного annaðàòà.

Известны указатели тангажа и крена, состоящий .из двух независимых одна от другой систем сообщающихся сосудов, частично заполненных жидкостью, индицирующие элементы которых определяют положение летательного аппарата только в одной плоскости 111.

Недостатки этой конструкции состоят в том„ что каждая система сообщающихся сосудов позволяет определять положение объекта только в одной плоскости, демпфирование жидкости не эффективно. Разрешающая способность указателя тантажа и крана не высокая из-эа малых размеров нндицирующих элементов, не предусмотрен отсчет величин крена, а осуществляется только его ицпикация.

Известны авиагоризонгы гироскопического типа (2).

Недостатками этих устройств являются сложность в эксплуатации и техническом обслуживанин, необходимость в специальных источниках питания энергией, сложность конструкции.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату к изобретению является устройство для определения пространсто венного угла наклона от 0 до 360, содержащее две концентрично расположенные сферы, частично заполненные жидкостью, и преобразователь угла наклона в электрическую величину (3).

Целью изобретения является упрощение конструкции, повышение надежности и уменьшение габаритов, что позволяет использовать

его в качестве аварийного (дублирующего) прибора на самолетах, в случае выхода из строя гироскопического авиагоризонта.

Цель достигнута тем, что в предлагаемом устройстве, содержащем корпус, выполненный в виде сосуда, частично заполненного жидкостью и снабженного шкалой, нанесенной на его поверхности, сосуд выполнен в виде двух прозрачных концентрично расположенных полусфер, соединенных по вертикальному диаметру трубкой, причем, с целью снижения капиллярJ

4 4 камн 15, Нахождение уровня, жидкости в зоне 10 говорит о нормальном положении. самолета, При движении самолета с углом тангажа (крен равен нулю) уровень жидкости совер.- . шает кажущееся двйжение по шкале тангажа.

Угол тангажа на пикирование или кабрирование определяется в точке пересечения визирной линии 13 с линией уровня жидкости.

При движении самолета с углом крена (тангаж равен нулю) линия уровня жидкости проходит че. рез зону 10 в центре н пересекает шкалу 15, по которой отсчитывается величина крена (п1>авого или левого). При выполнении самолетом различных эволюций уровень жидкости одновременйо совершает кажущееся движение по окружностям. шкал кренов и тангажа, Эффект изобретения в повышении безопасности полетов, особенно при пилотировании самолетов и вертолетов в сложных метеорологических условиях при появлении факторов, могущих сказаться на работе известных авиагориэонтов: нарушение работы или отказ источников питания, неисправность коррекции, поломка прибора, нарушение работы дистанционных передач, неправильное пользование прибором в полете и т.д. Полная автономность работы авиагоризоита, простота, надежность кон. струк ции, незначительное влияние эксплуатационно-конструктивных факторов позволяют рассматривать предложенный авиагоризонт на борту самолета как резервный и сравнивать показания друтих авиагоризонтов, (горископического типа) с его показаниями.

Формула изобретения

1. Устройство для определения угла наклона объекта, содержащее корпус, выполненный в виде сосуда, частично заполненного жидкостью и снабженного шкалой, нанесенной на его поверхности, отличаю щ ее с я тем, что, с целью упрощения конструкции, повышения надежности и уменьшения габаритов, сосуд выполнен в виде двух прозрачных концентрично расположенных полусфер, соединенных по вертикальному диаметру трубкой.

2, Устройство по п. 1, о. т л и ч а ю щ е е с я- тем, что, с целью снижения капиллярного эффекта, разность радиусов полусфер

6 выбрана равной 0,05 — 3,0 мм, а радиус трубки — (2 — 4) 6.

Источники информации, принятые во внимание при экспертизе

1. Патент ФРГ Р 878866, кл. 42 с 25/01, опублик. 1949.

2. Д. С. Пельпар Гироскопические приборы и автопилоты. "Машиностроение", 1964, с. 199—

201.

3. Авторское свидетельство СССР И 459668,. кл. 6 01 С 9/36, 1972 (поототил).

3 1Ж 2 й":Ж

3 70525 ного эффекта, разность радиусов полусфер 6 выбрана равной 0.05 — 3,0 мм, а радиус трубки — (2 — 4) 6.

На фиг. 1 изображено устройство-авиагоризонт (вид спереди); на фиг. 2 — вид сбоку (разрез по вертикальной диаметральной плоскости); на фиг, 3 — вид сверху (разрез горизонтальной диаметральной плоскости), на фиг. 4 — работа авйагоризонта в полете.

Устройство содержит две прозрачные шаровые полусферы 1 и 2 с радиусамй с6оответствен1,о R и г расположенные одна в другой и скрепленные между собой по диаметральным окружностям 3 так, что образован полусферический сосуд с внутренней полостью 6 = R — r, два

15 крайних отверстия его, находящиеся на одной вертикали —.нижнее 4 и верхнее 5 соединены между собой трубкой 6, внутренний радиус которой порядка (2 — 4) 6. Герметичный сосуд заполнен наполовину подкрашенной жидкостью 2

7, имеющей соответствующие физико-техническое параметры (коэффициент объемного расширения, температуру затвердевания, вязкость и т.д.), обеспечивающие работу авиагоризонта

25 в условиях эксплуатации самолета, Расстояние

6 обеспечивает необходимое демпфирование жидкости и не допускает проявления капиллярного эффекта. Полусфера 2 с внутренней (вогнутой) стороны окрашена в три цветовых . зоны" и на ней нанесена шкала тангажа. Зона 8

30 окрашена в светло-коричневый цвет, по ее шкале 9 отсчитывается угол тангажа на пикирование. Зона 10 окрашена в белый цвет и располагается примерно от 2,5 на пикирование до 2,5 на кабрирование. Зона 11 окрашена в светло-голубой цвет, по ее шкале 12 отсчитывается угол тангажа на кабрирование. Через середину шкалы тангажа по дуге большой окружности в вертикальной плоскости нанесе- 4, на визирная линия 13 для удобства считывания показаний. В диаметральной плоскости полусфер, с наружной стороны сосуда, укреплена шкала кренов 14 с визирными треугольнйми отметками 15. Шкалы авиагориэонта по

45 углам крена и тангажа равномерные — в силу конструкции прибора (сфера постоянной кривизны). Линия уровня жидкости четкая. Отсчет показаний однозначный. Немпфирование всего объема жидкости в сосуде позволяет отсчиты50 вать показания фактического положения само лета в йрострайстве. Прибор устанавливается на самолете так, что ось полусферического соСуда совйадает с направлением продольной оси самолета, а выпуклость его обрйКЙГа к пилотам. При нахождении самолета в "горизонте и нормальной температуре (+20 C) уровень жидкости 7 устанавливается в середине зоны 10 " и отмечается визирными треугольными отмет