Устройство для определения продольной координаты центра тяжести самолета

 

(19)SU(11)758689(13)A2(51)  МПК ⁵    _{B64D45/00G01M1/12}(12) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯк авторскому свидетельствуСтатус: по данным на 17.12.2012 - прекратил действиеПошлина:

(54) УСТРОЙСТВО ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ПРОДОЛЬНОЙ КООРДИНАТЫ ЦЕНТРА ТЯЖЕСТИ САМОЛЕТА

Изобретение относится к авиационной технике и может быть применено при проектировании устройств для определения продольной координаты центра тяжести самолета. Из основного авт. св. N 678838 известно устройство для определения продольной координаты центра тяжести самолета, содержащее источник питания, блок индикации, включающий n каналов, каждый из которых содержит последовательно соединенные чувствительный элемент, усилитель и реле, контакты которого соединены с цифровым индикатором, и узел крепления чувствительных элементов, жестко связанный с его фюзеляжем. Недостатком известного устройства для определения продольной координаты центра тяжести самолета является сложность его компоновки на самолете и связанная с этим трудность в настройке, обусловленные необходимостью размещения чувствительных элементов по дуге окружности. Цель изобретения - улучшение условий компоновки устройства для определения продольной координаты центра тяжести на самолете в условиях дефицита внутрисамолетного пространства с одновременным улучшением условий его эксплуатации. Поставленная цель достигается тем, что в устройстве для определения продольной координаты центра тяжести самолета по основному авт. св. N 678838 узел крепления чувствительных элементов выполнен в виде плоского основания, размещенного в районе центра тяжести самолета, на котором установлены чувствительные элементы, объединенные в модули по m элементов в каждом, при этом чувствительные элементы в модуле расположены на шарнирно закрепленных под углом к основанию платформах, снабженных микрометрическим винтом. На фиг. 1 изображено предлагаемое устройство, продольный разрез; на фиг. 2 - то же, вид сверху на основание с установленными модулями чувствительных элементов; на фиг. 3 - электрическая схема устройства; на фиг. 4 - внешний вид блока индикаторов. В устройство входят узел крепления 1, чувствительные элементы 2, коммутационная коробка 3, источник питания 4, блок индикации 5, включающий n каналов 6, сигнальная лампа 7, цифровые индикаторы 8, 9 и 10, усилитель 11 и реле 12 с контактами. Узел крепления 1 чувствительных элементов выполнен в виде плоского основания 13, жестко укрепленного в районе центра тяжести самолета через отверстия 14 резьбовым соединением. На основании 13 установлены модули 15 чувствительных элементов 2. Каждый модуль 15 содержит платформу 16 с регулируемым наклоном, один конец которой установлен с помощью осевого шарнира 17 на прокладках 18, а другой закреплен между контровочными гайками 19 регулировочного винта 20. На платформе 16 укреплены m плоских сжатых пружин 21, на наружных поверхностях которых установлены соответственно m чувствительных элементов 2, например электролитических. Верхняя часть пружины 21 упирается в регулировочные гайки 22 микрометрического винта 23, который проходит через отверстие в концевой части пружины, при этом ограничитель 24 не позволяет пружине 21 занимать свободное положение. Сборка модуля 15 закрыта кожухом 25. Устройство работает следующим образом. При загрузке самолета, заправке топливом, размещении пассажиров и экипажа, а также при выработке топлива, сбросе груза в воздухе, дозаправке топливом или аварийном сливе топлива в воздухе плоское основание 13, жестко скрепленное с фюзеляжем самолета, будет изменять свое положение в пространстве относительно горизонтальной плоскости, при котором будут изменять свое угловое положение и жестко скрепленные с основанием 13 чувствительные элементы 2. При этом только в одном из них, соответствующем данной величине центровочной характеристики самолета, электролит замыкает оба контакта, пропускает электрический ток источника питания 4 в блок индикации 5 данного канала 6 к усилителю 11 и вызывает срабатывание реле 12, подающего сигнал через коммутационную коробку 3 на высвечивание в определенной последовательности цифр на цифровых индикаторах 8, 9 и 10, соответствующей данной величине центровки в процентах от средней аэродинамической хорды. Тарировка устройства может быть выполнена один раз, например, при выпуске нового самолета. Для этого весь диапазон центровочных характеристик разбивают на несколько поддиапазонов по числу модулей 15, платформу 16 которых устанавливают в угловое положение, соответствующее средней величине поддиапазона, с помощью прокладок 18 в осевом шарнире 17 и между контровочными гайками 19 регулировочного винта 20. Индивидуальная настройка каждого из m чувствительных элементов 2 выполняется регулировкой деформации плоской пружины 21 с помощью микрометрического винта 23, причем разность между углом установки каждого предыдущего и последующего чувствительного элементов равна постоянной величине. Выполнение в известном устройстве узла крепления чувствительных элементов в виде плоского основания, на котором установлены чувствительные элементы, объединенные в модули по m элементов в каждом, и их крепление к основанию, как это было описано выше, позволяет улучшить компоновку устройства на самолете и одновременно улучшить условия его эксплуатации. (56) Авторское свидетельство СССР N 678838, кл. В 64 D 45/00, 1978.

Формула изобретения

УСТРОЙСТВО ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ПРОДОЛЬНОЙ КООРДИНАТЫ ЦЕНТРА ТЯЖЕСТИ САМОЛЕТА по авт. св. N ^o 678838, отличающееся тем, что, с целью улучшения условий компоновки устройства на самолете в условиях дефицита внутрисамолетного пространства с одновременным улучшением условий его эксплуатации, в нем узел крепления чувствительных элементов выполнен в виде плоского основания, размещенного в районе центра тяжести самолета, на котором установлены чувствительные элементы, объединенные в модули по M элементов в каждом, при этом чувствительные элементы в модуле расположены на шарнирно закрепленных под углом к основанию платформах, снабженных микрометрическим винтом.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4