Устройство для автоматического парирования крена летательного аппарата

УСТРОЙСТВО ДЛЯ АВТОМАТИЧЕСКОГО ПАРИРОВАНИЯ КРЕНА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, содержащее блок сравнения режимов работы двигателей, интерцепторы, снабженные рулевыми машинами, два ключа, выход каждого из которых подключен к управляющему входу соответствующей рулевой машины, а управляющий вход - к выходу блока сравнения режимов работы двигателей, и два источника постоянного напряжения, отличающееся тем, что, с целью улучшения аэродинамического качества летательного аппарата после парирования крена, в него введены элемент ИЛИ, блок задержки времени, два резистора, третий ключ и интегратор, при этом выходы блока сравнения режимов работы двигателей соединены с входами элемента ИЛИ, выход которого через блок задержки времени связан с управляющим входом третьего ключа, а источники постоянного напряжения через первый и второй резисторы соответственно подключены к сигнальному входу и выходу третьего ключа, выход третьего ключа соединен с входом интегратора, а его выход - с сигнальными входами первого и второго ключей.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть применено при проектировании устройств для автоматического парирования крена летательного аппарата при отказе двигателя с помощью интерцепторов.
Автоматическое парирование крена с помощью интерцепторов необходимо для обеспечения крена летательного аппарата не более 25 градусов на 5-ой секунде после отказа двигателя при невмешательстве летчика в управление, при этом после вмешательства летчика в управление и принятия мер для парирования крена с помощью, например, элеронов, необходимо отклоненный интерцептор плавно убрать, так как он ухудшает аэродинамическое качество летательного аппарата.
Известно устройство для автоматического парирования крена летательного аппарата, содержащее блок сравнения режимов работы двигателей, ключи, рулевые машины и интерцепторы.
Недостатком известного устройства является то, что после парирования крена на стороне работающего двигателя постоянно отклонен интерцептор, что ухудшает аэродинамическое качество летательного аппарата.
Наиболее близким к предложенному является устройство для автоматического парирования крена летательного аппарата, содержащее блок сравнения режимов работы двигателей, интерцепторы, снабженные рулевыми машинами, два ключа, выход каждого из которых подключен к управляющему входу соответствующей рулевой машины, а управляющий вход - к выходу блока сравнения режимов работы двигателей, и два источника постоянного напряжения.
Недостаток этого устройства заключается в том, что после парирования крена на стороне работающего двигателя в нем также остается постоянно отклоненный интерцептор, что ухудшает аэродинамическое качество летательного аппарата.
Целью изобретения является улучшение аэродинамического качества летательного аппарата после парирования крена.
Поставленная цель достигается тем, что в устройство для автоматического парирования крена летательного аппарата, содержащее блок сравнения режимов работы двигателей, интерцепторы, снабженные рулевыми машинами, два ключа, выход каждого из которых подключен к управляющему входу соответствующей рулевой машины, а управляющий вход - к выходу блока сравнения режимов работы двигателей, и два источника постоянного напряжения, введены элемент ИЛИ, блок задержки времени, два резистора, третий ключ и интегратор, при этом выходы блока сравнения режимов работы двигателей соединены с входами элемента ИЛИ, выход которого через блок задержки времени связан с управляющим входом третьего ключа, а источники постоянного напряжения через первый и второй резисторы соответственно подключены к сигнальному входу и выходу третьего ключа, выход третьего ключа соединен с входом интегратора, а его выход - с сигнальными входами первого и второго ключей.
На фиг. 1 представлена схема устройства для автоматического парирования крена летательного аппарата; на фиг. 2 - зависимость выходного напряжения интегратора от времени.
В состав устройства входят блок 1 сравнения режимов работы двигателей, первый и второй ключи 2 и 3, сумматоры 4 и 5, рулевые машины 6 и 7, элемент ИЛИ 8, блок 9 задержки времени, третий ключ 10, первый и второй резисторы 11, 12 и интегратор 13.
Устройство работает следующим образом.
При отказе одного из двигателей, например правого, на первом входе блока 1 появляется сигнал, который поступает на управляющий вход ключа 3 и на вход элемента ИЛИ 8, в результате чего на выходе элемента ИЛИ 8 появляется сигнал, включающий блок 9 задержки времени, который открывает ключ 10. При открывании ключа 10 напряжение на выходе интегратора возрастает до уровня U_огр (фиг. 2) за время 0 - t₁, величина которого весьма мала, так как R₁₁ << R₁₂, а | U₁| = | U₂ | . Сигнал с выхода интегратора 13 через открытый ключ 3 поступает на вход рулевой машины 7, которая отклоняет интерцептор на стороне работающего двигателя, парируя крен летательного аппарата. Через время t, определяемое блоком 9 задержки времени, сигнал управления снимается с ключа 10, после чего выходное напряжение интегратора 13 начинает уменьшаться и за время t₃ - t₂ достигает значения U_о со скоростью, определяемой величиной резистора 12 и напряжением источника U₂, при этом напряжение на выходе рулевой машины 7 уменьшается, интерцептор на стороне работающего двигателя плавно убирается, уменьшая тем самым лобовое сопротивление летательного аппарата.
Введение в известное устройство элемента ИЛИ, блока выдержки времени, двух резисторов, третьего ключа и интегратора и соединение их по указанной выше схеме позволяет после парирования крена плавно убирать интерцептор на стороне работающего двигателя, улучшая аэродинамическое качество летательного аппарата. (56) Авторское свидетельство СССР N 474209, кл. B 64 C 13/16, 1979.
Авторское свидетельство СССР N 619076, кл. B 64 C 13/16, 1979.