Патенты автора Ловицкий Лаврентий Лаврентьевич (RU)
Группа изобретений относится к способу и системе управления продольным движением при разбеге по взлетно-посадочной полосе и наборе высоты беспилотного летательного аппарата (БПЛА) с сочлененными на киле передними и задними крыльями. Для реализации способа формируют по результатам предварительного моделирования продольного движения БПЛА в блоке вычислений аналитические зависимости и значения всех параметров, необходимых при испытании модели, производят измерения необходимых параметров и выбор их для сглаживания колебания рулей и исключения кратковременных отрывов от ВПП, что обеспечивает при достижении достаточной подъемной силы быстрый набор высоты. Система управления содержит последовательно связанные корректирующие звенья контуров управления рулями передних и задних крыльев. Контур управления рулями задних крыльев содержит блок измерений, колебательное звено, нелинейное звено с зоной линейности и ограничением по угловой скорости, дифференцирующее звено, сумматор, апериодическое звено, нелинейное звено с зоной линейности и ограничение по рулю высоты. Контур управления рулями передним крыльев содержит блок вычислений, сравнивающее звено контура по углу атаки, усилитель по углу атаки, сумматор, апериодическое звено, нелинейное звено с зоной линейности и ограничением по рулю высоты, соединенные определенным образом. Обеспечивается повышение устойчивости ЛА на участке разбега по ВПП и при наборе высоты. 2 н.п. ф-лы, 7 ил.
Изобретение относится к способу формирования управляющего сигнала по углу крена модели гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА). Для формирования управляющего сигнала для контроля аэродинамической идентичности по числам Рейнольдса траекторий полета модели и натурного изделия ГЛА при проведении опережающих летных исследований аэродинамических характеристик измеряют высоту, скорость полета, углы атаки и крена, температуру, давление, плотность атмосферы, вычисляют скоростной расчетный угол крена определенным образом, корректируют вычисленное значение с учетом рассчитанного определенным образом опережающего сигнала, находят требуемое скорректированное значение угла крена, необходимое при реализации переходного процесса для выхода на траекторию модели. Обеспечивается повышение точности идентификации аэродинамических характеристик по результатам летных испытаний. 5 ил.
Изобретение относится к летным испытаниям (ЛИ) моделей летательных аппаратов (ЛА) и непосредственно самих ЛА, а именно к способам определения управляющего сигнала по углу крена модели гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА). Способ включает измерения высоты, скорости полета, углов атаки и крена, необходимых при тех же углах атаки в зависимости от чисел Маха, что и для натурного изделия, бортовые измерения температуры, давления и плотности атмосферы, при этом производят управление углом крена в полете согласно алгоритму. При этом непрерывно в процессе полета по траектории снижения вычисляют необходимые углы крена для модели, обеспечивающие полет модели ГЛА по траектории, удовлетворяющей критерию подобия по числам Reмод≅Reизд, соответствующие заданным числам Рейнольдса натурного изделия. Для этого по результатам траекторных измерений скорости полета, высоты и бортовых измерений температуры, давления, плотности атмосферы вычисляют параметры набегающего потока и по ним - значения коэффициента кинематической вязкости воздуха ν, а затем вычисляют текущее значение числа ReI00 модели. Затем вычисляют значения производной от угла наклона траектории по времени. В результате выполнения указанных процедур вычисляют управляющие сигналы по углу крена, необходимые в реализации траектории модели, для которой выполняется условие Reмод≈Reизд. При ограничении диапазона управления принимают предельное значение угла крена. Полученные рассогласования по числам Рейнольдса ΔRe=Reмод-Reизд между экспериментальными и заданными значениями сравнивают с допустимыми значениями для оценки погрешности. Технический результат заключается в повышении точности выполнения условий подобия по числу Рейнольдса модели и натурного изделия ГЛА на всей траектории полета. 6 ил.
Изобретение относится к области летных испытаний авиационной техники, а именно к определению аэродинамических коэффициентов и тяги двигателей летательного аппарата. На базе использования методики предварительного определения суммарной тяги двигательной установки (ДУ) по результатам летных испытаний (ЛИ) летательного аппарата (ЛА) определяются аэродинамические коэффициенты Cx и Cy. Это достигается за счет построения системы измерений и обработки их результатов, которая позволяет разделить силу тяги и аэродинамическую силу по «физическому» принципу и организовать итерационный процесс обработки результатов измерений. Для этого в полете измеряют перегрузки nx1 и ny1 на связанные оси ox1 и oy1. По заданным аэродинамическим коэффициентам Cx и Cy вычисляют непрерывно изменяющийся угол наклона вспомогательной оси, в направлении которой на ЛА действует перегрузка только от силы тяги при условии равенства нулю проекции вектора полной аэродинамической силы. По измеренным значениям перегрузки nx1 и ny1 на связанные оси ox1 и oy1 вычисляют значение перегрузки, которая зависит только от силы тяги ДУ. Аэродинамическая составляющая перегрузки корректируется за счет итерационного процесса по перегрузке с учетом уточненных значений искомых величин Р, Сх, Cy. Повышается точность определения суммарной тяги ДУ и аэродинамических коэффициентов Cx и Cy. 3 ил.
Изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно, к новому направлению в нем - гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ГПВРД), прежде всего - к определению угла поворота вектора силы тяги двигателя с косым срезом сопла по результатам летных испытаний ГПВРД на гиперзвуковой летающей лаборатории (ГЛЛ)
Изобретение относится к технике определения параметров движения и углового положения летательных аппаратов
Изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно к гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ГПВРД), и может быть использовано для определения их тягово-экономических характеристик по результатам летных испытаний
Изобретение относится к авиадвигателестроению, к испытаниям гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ГПВРД), и может быть использовано для определения их тяговых характеристик по результатам летных испытаний двигателей на гиперзвуковой летающей лаборатории (ГЛЛ) с большим аэродинамическим качеством
