СИСТЕМА ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ СВАЛИВАНИЯ

Настоящее изобретение касается авиационных приборов и может применяться на самолетах и планерах различного назначения, преимущественно предназначенных для обучения пилотированию и используемых пилотами-любителями. Изобретение относится к рубрикам G01P 13/00 и G01C 19/00 МКИ.

Из уровня техники известны технические решения, аналогичные предлагаемому, как, например, приборная панель самолета ICON А5, фотография которой размещена в сети Интернет по адресу http://eaaforums.orq/attachment.php?attachmentid=3170&d=1375836447

При компоновке данной панели приборов приоритет был отдан индикатору угла атаки, установленному по центру комбинации приборов выше указателя скорости и альтиметра. При этом стрелка индикатора угла атаки выполнена в виде стилизованного аэродинамического профиля крыла, а значения углов атаки условно отображаются в виде зеленой, желтой и красной зон.

Основным недостатком описанного индикатора угла атаки является то, что на приборную панель выводится усредненное значение угла атаки всего крыла. При этом в полете местные углы атаки левого и правого полукрыльев никогда не бывают равны друг другу из-за наличия угловой скорости вращения по крену, различия горизонтальных воздушных скоростей левого и правого полукрыльев на виражах, различного направления течения воздушных потоков вблизи самолета при наличии турбулентности, а также из-за отклонения элеронов, искривляющих аэродинамический профиль крыла. В свою очередь, при полетах на скоростях ниже крейсерских это может привести к локальной аэродинамической перегрузке крыла и потере поперечного управления при значении среднего угла атаки, находящемся в пределах летных ограничений для данного типа самолета.

Дополнительным недостатком данного индикатора угла атаки является его недостаточная мнемоника, поскольку воздушный поток в норме набегает на самолет спереди-снизу, а условный воздушный поток в индикаторе движется слева направо, то есть повернут относительно оси OY на 90 градусов.

О проблемах с удобством восприятия индикатора угла атаки свидетельствует тот факт, что в процессе отработки конструкции компания «Icon Aircraft» неоднократно меняла схему отображения текущего угла атаки, в том числе экспериментируя с направлением набегания условного потока.

Кроме того, о том, что описанный индикатор угла атаки и конструкция планера не могут полностью защитить самолет ICON А5 от срыва в штопор, свидетельствует то, что в официальном видеоотчете об испытаниях на устойчивость к сваливанию содержится исключительно тест на сваливание в горизонтальном полете. Представленный видеоматериал демонстрирует способность прототипа А5 сохранять управление в поперечном канале и устойчиво парашютировать в горизонтальном полете, при котором местные углы атаки левого и правого полукрыльев примерно равны друг другу, и не включает в себя, например, теста на классическую и часто фатальную ошибку неопытных пилотов - форсирование виража при помощи избыточной дачи ноги в четвертом развороте.

Из уровня техники известна также «система сигнализации сваливания летательного аппарата», описание которой приводится в патенте США №5595357 от 5.07.1994.

Данная система содержит стрелочный индикатор с двумя стрелками, датчик угла атаки с контроллером и датчик характера обтекания с контроллером. При этом датчик угла атаки расположен на передней кромке крыла, а датчик характера обтекания - на верхней поверхности крыла.

Недостатком данного устройства является выдача пилоту усредненной по всему крылу информации о близости к сваливанию, тогда как причиной большинства фатальных инцидентов, относящихся к категории «сваливание», является асимметрия аэродинамической загрузки крыла.

Из уровня техники известен также автомат углов атаки и сигнализации перегрузок (АУАСП), описание которого приводится в частности на странице в сети Интернет http://studopedia.ru/16_71734_avtomat-uglov-ataki-i-peregruzki-auasp.html. Автомат углов атаки и сигнализации перегрузок, содержащий, по меньшей мере, один датчик угла атаки и средства оповещения, выполненные, в том числе, в виде установленного на панели приборов комбинированного стрелочного индикатора, включающего в себя корпус с двумя расположенными напротив друг друга секторными шкалами, а также левую и правую стрелки. При этом конструктивная связь датчика угла атаки и средств оповещения обеспечивает предупреждение летчика о приближении самолета к критическим углам атаки.

Основным недостатком АУАСП также является то, что канал угла атаки в нем не в состоянии реагировать на асимметрию аэродинамической загрузки крыла, выражающуюся в первую очередь в различии местных углов атаки левой и правой консолей крыла в зоне расположения элеронов.

В результате этого пилот, получив от системы усредненный предупредительный сигнал о превышении допустимого угла атаки, снятый с датчика угла атаки, расположенного вблизи диаметральной плоскости самолета, может не понять, какое из полукрыльев ближе к срыву потока, и предпринять, например, энергичный вывод из крена, опустив при этом элерон на полукрыле, уже находящемся в предсрывном состоянии.

Дополнительным недостатком АУАСП является то, что стрелки указателей двух принципиально разных параметров полета - перегрузки и угла атаки расположены напротив друг друга, что мнемонически некорректно, вследствие чего пилот должен быть обучен правильному алгоритму распределения внимания между стрелками.

По причине сложного считывания показаний комбинированный индикатор, входящий в состав АУАСП не может быть эффективен при использовании в любительской частной авиации.

Кроме того, на легких одновинтовых самолетах классической компоновки установка датчиков угла атаки флюгерного типа на фюзеляже невозможна ввиду наличия индуктивного потока от винта, а асимметричная установка единственного датчика угла атаки на передней кромке одного из полукрыльев может привести к неадекватной работе системы предупреждения при различных эволюциях самолета.

Известен также электрический указатель поворота и скольжения ЭУП-53, описание которого приводится в частности в сети Интернет по адресу http://studopedia.info/5-62859.ritml

Данный прибор содержит ротор гироскопа с электроприводом, рамку, противодействующие пружины, передаточный механизм с поводком и стрелку.

При этом конструктивное исполнение прибора обеспечивает соответствие между степенью отклонения стрелки и величиной угловой скорости самолета по оси Y при кренах до 45 градусов.

В одном корпусе с указателем поворота установлен также указатель скольжения, выполненный в виде стального шарика, размещенного в заполненной жидкостью стеклянной трубке.

Недостатком данного прибора как составной части классического набора пилотажных приборов является невозможность одновременного отображения наиболее значимых, с точки зрения безопасности, параметров полета. Так, например, указатель поворота информирует пилота только о наличии угловой скорости рыскания и требует наличия в комбинации приборов авиационного компаса для отображения курсового угла, в то же время вращение картушки компаса само по себе является указанием на поворот самолета относительно вертикальной оси.

Кроме того, уклономер, применяемый для определения вектора положительной перегрузки, перестает работать при околонулевых и отрицательных значениях вертикальной перегрузки, показывая одно из крайних значений.

Таким образом, при разработке предложенной системы предупреждения сваливания ставилась задача качественного улучшения обратной связи в системе управления самолетом за счет информирования пилота не только о превышении общего угла атаки, но и о наличии асимметрии в характере обтекания крыла.

Дополнительной задачей было объединение в одном, интуитивно понятном для пилота комбинированном пилотажном индикаторе наиболее важной с точки зрения предотвращения аварийной ситуации информации.

Цель изобретения - снижение числа летных происшествий по причине потери управления и упрощение пилотирования самолетов и планеров.

Для достижения поставленной цели в известную систему предупреждения сваливания, содержащую, по меньшей мере, один датчик угла атаки и средства оповещения, выполненные, том числе, в виде установленного на панели приборов комбинированного стрелочного индикатора, включающего в себя корпус с двумя расположенными напротив друг друга секторными шкалами, а также левую и правую стрелки, были включены следующие конструктивные признаки: устройство дополнительно содержит, как минимум, два датчика местных углов атаки, а также датчики положения элеронов либо датчик положения органа управления в поперечном канале и блок управления, комбинированный стрелочный индикатор выполнен в виде указателя местных углов атаки, при этом датчики местных углов атаки установлены друг от друга на расстоянии не менее 60% полного размаха крыла, показания указателя местных углов атаки формируются блоком управления на основе сигналов датчиков местных углов атаки с поправкой на местное искривление профиля крыла, рассчитываемой на основе сигнала датчика положения органа управления в поперечном канале, либо на сигналы датчиков положения элеронов и выводятся на указатель местных углов атаки, при этом перемещение вверх левой стрелки соответствует увеличению местного угла атаки левого полукрыла, а перемещение вверх правой стрелки соответствует увеличению местного угла атаки правого полукрыла.

Кроме того, система предупреждения сваливания содержит датчик угловой скорости рыскания и комбинированный пилотажный индикатор, который помимо указателя местных углов атаки дополнительно содержит верхнюю и нижнюю секторные шкалы, стрелку указателя поворота, уклономер и стрелку уклономера, при этом верхняя и нижняя секторные шкалы расположены в промежутках между шкалами указателя местных углов атаки, стрелка указателя поворота располагается в поле верхней секторной шкалы и конструктивно связана с датчиком угловой скорости рыскания, а стрелка уклономера располагается в поле нижней секторной шкалы и конструктивно связана с уклономером.

Кроме того, система предупреждения сваливания дополнительно содержит датчик курсового угла, при этом комбинированный пилотажный индикатор дополнительно содержит картушку и маркер курса, картушка располагается в поле верхней секторной шкалы, а маркер курса расположен над картушкой в плоскости симметрии комбинированного пилотажного индикатора.

Кроме того, система предупреждения сваливания дополнительно содержит датчик угла скольжения, при этом комбинированный пилотажный индикатор дополнительно содержит стрелку указателя скольжения, расположенную в поле нижней секторной шкалы с возможностью отображения направления и величины угла скольжения летательного аппарата.

Кроме того, система предупреждения сваливания дополнительно содержит датчик воздушной скорости, а комбинированный пилотажный индикатор дополнительно содержит конструктивно связанный с датчиком воздушной скорости цифровой индикатор, расположенный по центру комбинированного пилотажного индикатора.

Кроме того, система предупреждения сваливания содержит датчик положения закрылков, при этом показания указателя местных углов атаки формируются блоком управления на основе сигналов датчиков местных углов атаки с поправкой на сигнал датчика положения закрылков.

Кроме того, система предупреждения сваливания дополнительно содержит датчик вертикальной перегрузки, при этом показания индикатора местных углов атаки формируются блоком управления на основе сигналов датчиков местных углов атаки с поправкой на сигнал датчика вертикальной перегрузки.

Кроме того, система предупреждения сваливания дополнительно содержит датчик угловой скорости и средства индикации отказа, при этом датчик угловой скорости установлен с возможностью измерения угловой скорости крена, а конструктивное исполнение блока управления обеспечивает включение средств индикации отказа в случае разности показаний левого и правого датчиков угла атаки при близкой к нулю угловой скорости крена.

Кроме того, указатель местных углов атаки комбинированного пилотажного индикатора выполнен с возможностью включения режима тряски стрелок при приближении местных углов атаки к критическим значениям.

Кроме того, средства оповещения дополнительно содержат, по меньшей мере, два вибратора, установленные с левой и правой сторон сиденья пилота и конструктивно связанные с датчиками местных углов атаки, при этом конструктивное исполнение устройства обеспечивает подачу вибрационного сигнала на левую или правую сторону кресла пилота при приближении левого или правого полукрыльев к критическому углу атаки.

Кроме того, средства оповещения дополнительно содержат два кривошипно-шатунных механизма с электроприводами, при этом кривошипно-шатунные механизмы неподвижно установлены в кабине пилота, а кресло пилота крепится к кабине пилота, в том числе, при помощи кривошипно-шатунных механизмов, при этом электроприводы конструктивно связаны с датчиками местных углов атаки, а конструктивное исполнение устройства обеспечивает включение режима тряски левой или правой стороны кресла пилота при приближении соответствующей стрелки указателя местного угла атаки к критическому значению.

Кроме того, средства оповещения дополнительно содержат два генератора звукового сигнала и, по меньшей мере, два динамика, при этом конструктивное исполнение устройства обеспечивает подачу специфического звукового сигнала в левый или правый динамик при приближении соответствующей стрелки указателя местного угла атаки к критическому значению.

Кроме того, средства оповещения дополнительно содержат два стробоскопа, расположенных слева и справа от пилота в зоне его периферийного зрения, при этом конструктивное исполнение устройства обеспечивает включение левого или правого стробоскопов при приближении соответствующей стрелки указателя местного угла атаки к критическому значению.

Благодаря введенным конструктивным признакам упрощается и ускоряется понимание пилотом текущего режима полета летательного аппарата и уточняются его действия в особых случаях, что повышает безопасность полетов и ускоряет обучение пилотированию.

Устройство, согласно изобретению, иллюстрируется чертежами, на которых обозначено:

На Фиг. 1. Общий вид индикатора местных углов атаки.

На Фиг. 2 Общий вид комбинированного пилотажного индикатора по П. 2 Формулы.

На Фиг. 3 Кинематическая схема уклономера по П. 2 Формулы.

На Фиг. 4 Общий вид комбинированного пилотажного индикатора по П.П. 3-5 Формулы.

На Фиг. 5 Положение стрелок комбинированного пилотажного индикатора в горизонтальном полете на крейсерской скорости.

На Фиг. 6 Положение стрелок комбинированного пилотажного индикатора при переходе в пикирование.

На Фиг. 7 Положение стрелок комбинированного пилотажного индикатора при приземлении.

На Фиг. 8 Положение стрелок комбинированного пилотажного индикатора при координированном правом развороте.

На Фиг. 9 Положение стрелок комбинированного пилотажного индикатора при правом развороте со скольжением на правое крыло.

На Фиг. 10 Положение стрелок комбинированного пилотажного индикатора при правом развороте со скольжением на левое крыло.

На Фиг. 11 Положение стрелок комбинированного пилотажного индикатора при правом штопоре.

На Фиг. 12 Структурная схема системы предупреждения сваливания в максимально широкой конфигурации.

На Фиг. 13 Механизм тряски сиденья пилота по П. 11 Формулы.

На Фиг. 14 Схема расположения вибраторов по П. 10 Формулы.

Система предупреждения сваливания, согласно изобретению, установлена на самолете, содержащем фюзеляж (1), левое полукрыло (2), правое полукрыло (3) элероны (4) силовую установку (5), кабину пилота (6) с сиденьем (7), ручку управления (8), педали управления (9), панель приборов (10), стабилизатор (11) с рулем высоты (12) и киль (13) с рулем направления (14). Собственно система предупреждения сваливания, содержит блок управления (15), конструктивно связанный с установленным на панели приборов (10) указателем местных углов атаки (16), содержащим шкалы (17) и стрелки (18), при этом на блок управления (15) заводится сигнал от двух датчиков местных углов атаки (19) и двух датчиков положения элеронов (20).

При этом датчики местных углов атаки (19) и датчики положения элеронов (20) установлены на левом полукрыле (2) и правом полукрыле (3).

Система предупреждения сваливания по П. 2 Формулы дополнительно содержит датчик угловой скорости рыскания (21), а также комбинированный пилотажный индикатор (22), представляющий собой указатель местных углов атаки (16), дополнительно содержащий верхнюю секторную шкалу (23), нижнюю секторную шкалу (24), стрелку указателя поворота (25) и уклономер (26) и стрелку уклономера (27).

При этом верхняя секторная шкала (23) и нижняя секторная шкала (24) расположены в промежутках между шкалами (17) указателя местных углов атаки (16), стрелка указателя поворота (25) располагается в поле верхней секторной шкалы (23) и конструктивно связана с датчиком угловой скорости рыскания (21), а стрелка уклономера (27) располагается в поле нижней секторной шкалы (24) и конструктивно связана с уклономером (26).

В системе предупреждения сваливания по П. 3 Формулы комбинированный пилотажный индикатор дополнительно содержит картушку (27) и маркер курса (28), при этом картушка (27) установлена с возможностью вращения относительно верхней секторной шкалы (23), маркер курса (28) расположен в плоскости симметрии комбинированного пилотажного индикатора (22) над верхней секторной шкалой (23). Кроме того, система предупреждения сваливания содержит также датчик курсового угла (29), конструктивно связанный с картушкой (27) через блок управления (15).

Система предупреждения сваливания по П. 4 Формулы дополнительно содержит датчик угла скольжения (30), а комбинированный пилотажный индикатор (22) вместо уклономера (26) и стрелки уклономера (27) содержит стрелку указателя скольжения (31), установленную в поле нижней секторной шкалы (24) и конструктивно связанную с датчиком угла скольжения (30) через блок управления (15).

Система предупреждения сваливания по П. 5 Формулы дополнительно содержит датчик воздушной скорости (32), установленный на левом полукрыле (2), при этом комбинированный пилотажный индикатор (22) дополнительно содержит цифровой индикатор (33) конструктивно связанный с датчиком воздушной скорости (32) через блок управления (15).

Система предупреждения сваливания по П. 6 Формулы дополнительно содержит датчики положения закрылков (34), установленные на левом полукрыле (2) и правом полукрыле (3) и конструктивно связанные с блоком управления (15).

Система предупреждения сваливания по П. 7 Формулы дополнительно содержит датчик вертикальной перегрузки (35), установленный в фюзеляже (1) и конструктивно связанный с блоком управления (15).

Система предупреждения сваливания по П. 8 Формулы дополнительно содержит датчик угловой скорости крена (36), при этом комбинированный пилотажный индикатор (22) дополнительно содержит средства индикации отказа (37).

Система предупреждения сваливания по П. 10 Формулы дополнительно содержит вибраторы (38), установленные внутри сиденья (7). Кроме того, в соответствии с П. 11 Формулы сиденье (7) может крепиться к кабине пилота (6) при помощи кривошипно-шатунных механизмов (39), снабженных электроприводами (40). Акустический канал средств оповещения по П. 12 Формулы включает в себя генераторы звукового сигнала (41) и, как минимум, два динамика (42), а оптический по П. 13 Формулы - два стробоскопа (43), установленные в кабине пилота (6) на панели приборов (10).

При этом вибраторы (38), электроприводы (40), генераторы звукового сигнала (41) и стробоскопы (43) конструктивно связаны с блоком управления (15).

Система предупреждения сваливания, согласно изобретению, работает следующим образом.

Наиболее важной конструктивной особенностью, определяющей функционирование системы предупреждения сваливания является совмещение во внешнем виде и конструкции комбинированного пилотажного индикатора (22) принципов бионики и мнемоники, в рамках которых внешний вид комбинированного пилотажного индикатора соответствует схематичному изображению птицы, а логика перемещений стрелок - положению крыльев, хвоста и головы этой птицы в режимах полета, соответствующих текущему режиму полета самолета или планера.

В полете данное соответствие проявляется следующим образом.

В горизонтальном полете по прямой на крейсерской скорости, соответствующей наивыгоднейшему углу атаки крыла и минимальному расходу топлива стрелки (18) указателя местных углов атаки (16) расположены горизонтально, а стрелки указателя поворота (25) и уклономера (27) - вертикально, образуя крест.

На посадке и взлете при одновременном росте местных углов атаки стрелки (18) указателя местных углов атаки (16) синхронно поднимаются вверх, что соответствует крыльям птицы, заходящей на посадку либо отрывающейся от земли.

При переходе в пикирование стрелки (18), напротив, синхронно опускаются, что соответствует складыванию крыльев хищной птицы, пикирующей на добычу.

При повороте направо голова птицы, которой соответствует стрелка указателя поворота (25), поворачивается в поле верхней секторной шкалы (23) направо, и наоборот.

При координированном правом развороте без скольжения стрелка указателя поворота (25) (голова птицы) повернута вправо, стрелки (18) указателя местных углов атаки (16) (крылья птицы) синхронно поднимаются вверх на некоторый угол, не доходя, тем не менее, до критических значений, а стрелка (27) уклономера (26) (хвост птицы) находится посередине нижней секторной шкалы (24).

При повороте направо со скольжением на правое полукрыло (3, стрелки (18) указателя местных углов атаки (16) занимают близкое к симметричному т.е. «безопасному» положению, поскольку увеличение местного угла атаки правого полукрыла (3) за счет его меньшей поступательной воздушной скорости компенсируется искривлением его профиля из-за отклонения правого элерона (4) вверх. Скольжение на хвост при этом отображается как «складывание» вертикально расположенных стрелок (25) и (27) в сторону поворота.

При некоординированном развороте направо со скольжением на левое полукрыло (2), отклонение элеронов (4) против виража, необходимое для компенсации момента крена от киля (13) в сочетании с большим углом атаки правого полукрыла (3) из-за его меньшей горизонтальной скорости, вследствие коррекции сигнала датчиков местных углов атаки (17) по показаниям датчиков положения элеронов (30), приводит к существенному рассогласованию положения стрелок (18) указателя местных углов атаки (16), при этом внутреннее крыло «птицы» оказывается поднятым вверх, а наружное опущенным.

Кроме того, одновременное отклонение внутрь до упора стрелки указателя поворота (25) и отклонение наружу стрелки уклономера (27), приводит к неестественному «перекосу птицы». Такой перекос воспринимается пилотом как опасность уже на уровне подсознания. Далее пилот, управляя стрелками «птицы» при помощи ручки управления (8) и педалей (9), а именно, отпустив правую педаль (9) и отклонив ручку управления (8) от себя и вправо, рефлекторно переводит самолет в безопасный и не угрожающий сваливанием режим полета - координированный поворот направо при наличии запаса скорости или в скольжение на правое крыло со снижением при его отсутствии.

В случае если пилот игнорирует перекос «птицы», тряску ее правого крыла, т.е. правой стрелки (18), а также срабатывание средств оповещения с правой стороны, то самолет может свалиться на правое полукрыло (3) и перейти в правый штопор, при котором положение стрелок комбинированного пилотажного индикатора опять-таки мнемонически соответствует падающей птице с недействующим правым крылом - стрелка указателя поворота (18) отклонена до предела вправо, левая стрелка (18) находится в аварийной зоне шкалы (17), правая стрелка (18) максимально отклонена вверх, а стрелка уклономера (27) - до предела вправо.

Работа варианта комбинированного пилотажного индикатора (22) по П. 3 Формулы, отличается тем, что, во-первых, дает пилоту возможностью контролировать курс самолета, не отвлекаясь от контроля аэродинамических углов. Это возможно благодаря наличию в системе предупреждения сваливания датчика курсового угла (29), связанного через блок управления (15) с картушкой (27). Фактический курсовой угол самолета соответствует положению картушки (27) относительно маркера курса (28). При этом отклоняющаяся навстречу вращению картушки (27) стрелка указателя поворота (25) несколько упрощает процесс смены курса самолета, поскольку, если пилот начинает выводить самолет из виража при совпадении вершины стрелки указателя поворота (25) с желаемым румбом картушки (27), то в процессе вывода самолета из крена стрелка указателя поворота (25) и требуемый румб картушки (27) синхронизируются друг с другом и совместно движутся к среднему положению. Таким образом, по завершении вывода из виража требуемый румб картушки (27) и маркер курса (28) с большей степенью вероятности оказываются на одной линии.

Кроме того, возможно также использование в системе предупреждения сваливания вместо уклономера (26) системы непосредственного отображения угла скольжения, состоящей из датчика угла скольжения (30), который через блок управления (15) связан со стрелкой указателя скольжения (31), расположенной, вместо стрелки уклономера (27) в поле нижней секторной шкалы (24) комбинированного пилотажного индикатора (22). Преимуществом такого решения является сохранение работоспособности указателя скольжения при отрицательных перегрузках, что может быть важно для маневренных самолетов.

Кроме того, при исполнении комбинированного пилотажного индикатора (22) по П. 5 возможно размещение в центре комбинированного пилотажного индикатора (16) цифрового индикатора (33), конструктивно связанного с датчиком воздушной скорости (32) и существенно облегчающего пилотирование из-за упрощения распределения внимания.

Кроме того, при приближении одной из стрелок (18) к верхнему сектору шкалы (17), блок управления (15) включает режим тряски стрелки (18), одновременно с которым, в работу могут включаться опциональные средства оповещения оптического, акустического и тактильного типа, главной особенностью которых является разделение на левую и правую зоны. Таким образом, направленный сигнал об опасности ускоряет и стабилизирует отклик пилота на предупреждение о возможности сваливания.

Например, при подходе правой стрелки (18) к критической отметке шкалы (17), включается правый стробоскоп (43), установленный в правом нижнем углу панели приборов (10) в зоне периферийного зрения пилота. Кроме того, параллельно со вспышками стробоскопа (43) пилот слышит звуковой сигнал из правого динамика (42) и ощущает с правой стороны сиденья (7) вибрацию от вибратора (38) либо, при альтернативном решении тактильного канала, тряску правой стороны сиденья (7), закрепленного с кабине пилота (6) при помощи двух кривошипно-шатунных механизмов (38) с электроприводами (39).

Точность показаний системы предупреждения сваливания повышается благодаря поправкам, которые блок управления (15) вводит в показания указателя местных углов атаки (16). Наиболее важным уточняющим сигналом при этом является сигнал датчиков положения элеронов (20) либо датчика положения органа управления в поперечном канале. Преимуществом такого решения, помимо более точного указания на приближение момента срыва потока, является мгновенная реакция стрелок (18) на поперечное перемещение ручки управления (8), что облегчает пилоту задачу вывода самолета на нормальные углы атаки, так как стрелки «идут за ручкой» также четко, как стрелка уклономера (27) идет за педалями управления (9).

Помимо этого, на скоростных самолетах показания указателя местных углов атаки (16) могут также уточняться по сигналам датчика вертикальной перегрузки (35), при этом большая перегрузка приводит к завышению показаний местных углов атаки и более раннему включению средств оповещения.

Кроме того, для уточнения показаний указателя местных углов атаки (16) может также использоваться датчик воздушной скорости (32) и датчик положения закрылков (34).

Помимо средств оповещения, в состав системы предупреждения сваливания может также входить датчик угловой скорости крена (35), конструктивно связанный с блоком управления (15). При этом программное обеспечение блока управления (15) постоянно сравнивает разность показаний датчиков местных углов атаки (19) с текущей угловой скоростью крена и при выявлении рассогласования, например при наличии разности углов атаки на фоне нулевой угловой скорости крена, происходит включение средств индикации отказа (37).

Таким образом, благодаря введенным конструктивным признакам упрощается и ускоряется понимание пилотом текущего режима полета летательного аппарата и уточняются и упрощаются его действия в особых случаях, что повышает безопасность полетов и ускоряет обучение пилотированию.