Система управления концевыми поверхностями крыла летательного аппарата

 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для улучшения поперечной управляемости и повышения максимально возможной перегрузки самолета на больших углах атаки. Целью изобретения является повышение эффективности управления по крену на больших углах атаки. Для этого в систему вводят в каждый канал управления задатчик 10 постоянного сигнала, инверторы 11, 13, второй сумматор 9, поляризованное реле 7 с замыкающим контактом 8 и датчик 11 положения выходного звена сервопривода. 1 ил.

СОЮЗ СОВЕТСКИХ

СОЦИАЛИСТИЧЕСКИХ

РЕСПУБЛИК (si)s В 64 С 13/06

ГОСУДАРСТВЕННОЕ ПАТЕНТНОЕ

ВЕДОМСТВО СССР (ГОСПАТЕНТ СССР) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

К ABTOP СКОМУ С ВИДЕТЕЛ Ь СТВУ. (21) 4827741/22 (22) 21.05.90 (46) 07.06.93. Бюл. М 21 (72) А.Н.Зубарев и С,В.Кудрявцев (56) Михалев И.А, Системы автоматического управления самолетом. — М.: Машиностроение, 1971, с. 51.

Виноградов Р.И., Мокрушин Л.В. Системы управления летательных аппаратов,—

Рига, РВВАИУ им, Я.Алксниса, 1981, с, 77—

78. (54) СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ КОНЦЕВЫМИ ПОВЕРХНОСТЯМИ КРЫЛА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Ц„„1819802 А1

2 (57) Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для улучшения поперечной управляемости и повышения максимально возможной перегрузки самолета на больших углах атаки.

Целью изобретения является повышение эффективности управления по крену на больших углах атаки. Для этого в систему вводят в каждый канал управления задатчик

10 постоянного сигнала, инверторы 11, 13, второй сумматор 9, поляризованное реле 7 с замыкающим контактом 8 и датчик 11 положения выходного звена сервопривода.

1 ил.

1819802

Предлагаемая система управления относится к авиационной технике и может быть использована для улучшения поперечной управляемости и повышения максимально возможной перегрузки самолета на больших углах атаки, Цель изобретения — повышение эффективности управления по крену на больших

- углах атаки летательного аппарата.

Поставленная цель достигается тем, что в систему управления ЛА, содержащую датчик угла атаки, ручку управления и два канала управления, включающих каждый дат ик положения ручки, первый сумматор и сервопривод концевой части крыла со штоком и датчиком обратной связи, согласно изобретению, дополнительно включены в каждый канал управления эадатчик постоянного сигнала, связанный с его выходом через первый инвертор своим вторым входом второй сумматор, связанный с его третьим входом своим выходом датчик угла атаки, одновременно электрически связгнный с выходом второго сумматора своим входом поляризованное реле и через замыкающие контакты поляризованного реле второй инвертор, выход которого связан с третьим входом первого сумматора, при этом с выходом сервопривода концевой части крыла со штоком кинематически связан своим входом датчик положения выходного звена сервопривода, выход которого электрически связан с первым входом второго сумматора, На чертеже представлена предлагаемая система управления ЛА, Система управления содержит ручку 1 управления и два канала управления, каждый из которых содержит датчик 2 положения ручки управления, первый сумматор 3, сервопривод 4 со штоком, датчик 5,обратной связи, второй инвертор 6, поляризованное реле 7 с замыкающим контактом 8, второй сумматор 9, эадатчик 10 постоянного сигнала, датчик 11 положения выходного звена сервопривода, датчик 12 угла этаки и

: первый инвертор 13.

Ручка управления 1 в каждом канале управления через датчик положения ручки

2, первый сумматор 3 связана с входом серЬопривода 4, шток которого кинематически связан с входом датчика 5 обратной связи и с входом датчика 11 положения выходного звена сервопривода. Выход датчика 5 обратной связи связан с вторым входом nepaom сумматора 3. Задатчик 10 постоянного сигнала через инвертор 13 связан с вторым входом второго сумматора 9, датчик 12 угла атаки связан с третьим входом второго сумматора 9. Управляющая обмотка поляриэованного реле 7 связана с выходом второго сумматора 9 и с замыкающим контактом 8 поляризованного реле 7, Выход сумматора

9 через инвертор 6 связан с третьим входом

5 первого сумматора 3, Система работает следующим образом.

При отклонении ручки 1 управления от нейтрального положения датчики 2 положения в каждом канале управления, вырабатывают два равных, но противоположных по знаку сигнала, которые пропорциональны величине отклонения ручки. Эти сигналы через первый сумматор 3 поступают на сервопривод 4 и вызывают отклонение концевых поверхностей крыла в противоположные стороны на угол +.дк(аналогично элеронам дэ). На одной части крыла при этом будет прирост подъемной силы, на другой (противоположной) будет падение, что и приводит к созданию кренящего момента.

Одновременно сигнал датчика 5 обратной связи, пропорциональный перемещению выходного звена сервопривода 4, поступает на второй вход первого сумматора 3 и вычитается из сигнала датчика 2 положения ручки. На втором сумматоре 9 складываются сигналы от датчика положения выходного звена сервопривода - дк 11, датчика 12 угла атаки самолета а 1 и задатчика 10 постоянного сигнала, соответствующий значению эффективного угла атаки концевой поверхности крыла со знаком "минус" — а эф после второго инвертора 13, Угол аэф соответствует максимальному углу атаки концевой поверхности крыла, при котором отсутствуют срывные явления. На выходе второго сумматора 9 получается сигнал, пропорциональный значению д, +а — аэф. Если на выходе второго сумматора 9 сигнал < О, это означает, что суммарный угол атаки концевой повеохности крыла, которая отклонена на.положительный угол + д,, не превышает значение аэф; (дк + а < а,ф), и срыва потока на концевой поверхности крыла нет. Указанный сигнал, поступая на управляющую обмотку поляризованного реле 7, обеспечи- вает разомкнутое состояние его контакта 8 и на третий вход первого сумматора 3 никакой сигнал не поступает. Концевая поверхность крыла, которая отклонена на отрицательный угол — д», тем более имеет суммарный угол этаки меньше аэф, (— д, + а (аэф) и мы ее из дальнейшего рассмотрения работы опускаем. Критичной является концевая поверхность крыла, которая отклоняется на положительный угол + д,, Положительный сигнал на выходе второго сумматора 9 может сформироваться по трем причинам;

1819802

20 дом датчика обратной связи, выход которого соединен с вторым входом первого сумматора, отличающаяся тем, что, с целью повышения эффективности управления по крену на больших углах атаки летательного аппарата, введены в каждый канал управления задатчик постоянного сигнала, два инвертора, датчик положения выходного звена сервопривода, поляризованное ре30 ле с замыкающим контактом и второй сумматор, при этом в каждом канале управления вход датчика положения выходного звена сервопривода кинематически связан со штоком сервопривода, а выход соединен инвертора, вход которого соединен с выходом задатчика постоянного сигнала, выход второго сумматора соединен с обмоткой управления поляризованного реле и через его замыкающий контакт подключен к входу второго инвертора, выход которого соединен с третьим входом первого сумматора, а

При угле атаки самолета a > a эф угол атаки концевых поверхностей крыла (при нейтральном положении ручки) будет равен а эф. При даче ручки по крену отклонится только одна концевая поверхность на отрицательный угол-д» (в положительную сторотретий вход второго сумматора соединен с выходом датчиком угла атаки.

Составитель Л,Филиппова

Техред ММоргентал Корректор М.Куль

Редактор Л,Волкова

Заказ 2002 Тираж Подписное

ВНИИПИ Государственного комитета по изобретениям и открытиям при ГКНТ СССР

113035, Москва, Ж-35, Раушская наб., 4/5

Производственно-издательский комбинат "Патент", r. Ужгород, ул.Гагарина, 101

1) при неподвижном положении положительно отклоненной концевой части крыла + д» и увеличении угла атаки самолета

+ a;

2) при неизменном угле атаки самолета

+ а и отклонени и концевой поверхности крыла на положительный угол атаки + д», 3) при совместном изменении угла атаки и отклонении концевой поверхности на положительный угол.

При этом одно из поляризованных реле

7 обеспечит замкнутое положение контакта

8 и на третий вход первого сумматора 3 через инвертор 6 поступит отрицательный сигнал, соответствующий превышению суммарного угла атаки концевой поверхности крыла над аэф. Сервопривод 4 отработает превышение в обратную сторону. Таким образом предлагаемая система управления обеспечивает не превышение суммарного угла атаки концевой поверхности крыла (а+ д»), отклоняемой на положительный угол д,, над значением аэф, Как бы не старался летчик, как бы не двигался самолет, суммарный угол атаки концевой поверхности крыла (а+ д») не может превысить значение а эф, Это обеспечивает безсрывное обтекание управляющих концевых поверхностей крыла при любых углах атаки самолета, а значит и сохранение управляемости по крену на этих режимах, Особую актуальность это имеет на больших углах атаки, когда в результате срыва потока с концевых поверхностей крыла при обычной системе управления по крену элероны либо теряют эффективность, либо наблюдается реверс элеронов (обратная реакция по крену). ну отклонение концевой поверхности

+ д, будет блокироваться работой системы управления), подъемная сила на этой части крыла упадет и возникнет момент крена нужного знака.

Формула изобретения

Система управления концевыми поверхностями крыла летательного аппарата, содержащая ручку управления, датчик угла атаки и два канала управления, каждый из которых содержит датчик положения ручки управления, первый сумматор, датчик обратной связи и сервопривод со штоком, причем ручка управления механически связана с датчикам положения ручки управления в каждом канале управления, выход датчика положения ручки управления соединен с первым входом первого сумматора, выход которого соединен с входом сервопривода, шток которого кинематически связан с вхо35 с первым входом второго сумматора, второй вход которого соединен с выходом первого

Система управления концевыми поверхностями крыла летательного аппарата Система управления концевыми поверхностями крыла летательного аппарата Система управления концевыми поверхностями крыла летательного аппарата 

 

Похожие патенты:

Изобретение относится к средствам управления летательным аппаратом

Изобретение относится к авиационной технике и в частности предназначено для путевого управления и управления торможением летательного аппарата

Изобретение относится к области авиации и предназначено для удобного пользования дистанционными системами ручного управления

Изобретение относится к технике регулирования в кабине экипажа самолета, определяющего ее эргономику. Кабина экипажа самолета имеет в своем составе оборудование, регулируемое с точки зрения комфорта и/или безопасности. Все регулировки управляются при помощи системы управления регулировками таким образом, чтобы в результате единственного выбора пилотом желаемого положения среди по меньшей мере двух положений регулировка каждого из упомянутых элементов изменялась от существующей в данный момент величины до предварительно определенной величины, характерной для выбранного положения и зависящей от пилота. Характерные данные регулировок элементов, управляемых системой управления регулировками, зависящие от пилота, запоминаются в переносном носителе информации и считываются при помощи средств распознавания этой системы управления. Изобретение позволяет реализовать кабину экипажа, в которой регулируемые элементы кабины, такие как кресла пилотов, педали путевого управления, пилотажные подлокотники, источники света и/или вентиляторы, в состоянии занимать специфические положения в зависимости от свойственных пилоту соображений в ответ на упрощенные инструкции пилота. 16 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям органов управления летательными аппаратами. Опорный узел (4) для ручки (5) управления вертолетом содержит опорную конструкцию (6) и приборную панель (20), прикрепленные друг к другу, соединительные средства (30) для соединения ручки (5) с опорной конструкцией (6). Соединительные средства (30) содержат рычаг (31), удлиненный в продольном направлении (32), один конец (33) которого служит для поддержки ручки (5), направляющие средства (46, 48, 49) для соединения рычага (31) с возможностью перемещения в продольном направлении, чтобы перемещать конец (33) к/от опорной конструкции (6), и поворотное средство (49) для соединения рычага (31) с опорной конструкцией (6) с возможностью поворота вокруг горизонтальной оси (10), чтобы регулировать высоту упомянутого конца (33). Узел (4) дополнительно содержит первое разъемное удерживающее средство (60), приводимое в действие вручную, чтобы застопорить вращение рычага (31) относительно опорной конструкции (6) в требуемом угловом положении, и второе разъемное удерживающее средство (64), приводимое в действие вручную, чтобы застопорить продольное перемещение рычага (31) относительно опорной конструкции (6). Первое и второе разъемные удерживающие средства (60, 64) являются независимыми друг от друга. Достигается возможность регулирования органов управления в соответствии с ростом и телосложением членов экипажа вертолета. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к дистанционным средствам управления летательными аппаратами. Многоканальный орган управления летательным аппаратом состоит из ложемента, установленного на ложементе механизма управляющего воздействия по каналу крена, на который установлен регулировочный элемент установки в положение, приемлемое для совершения управляющих воздействий. На регулировочный элемент установлен механизм двухосевого вращения, обеспечивающий считывание сигналов для преобразования их в управляющее воздействие по каналу тангажа и направления курса, к которому в свою очередь присоединена рукоятка. Механизм двухосевого вращения представляет собой прямоугольную рамку, к которой присоединен нижний регулировочный элемент рукоятки для установки различного расстояния от центра лучезапястного сустава до оси обхвата рукоятки кистью руки оператора. Рукоятка выполнена с тремя кнопками, установленными на боковой поверхности, причем на верхней поверхности рукоятки установлен ползунок управления общим шагом винта. Достигается повышение безопасности и эффективности управления летательным аппаратом. 7 з.п. ф-лы, 10 ил., 1 табл.

Изобретение относится к системам управления аэродинамическими поверхностями и тормозами летательных аппаратов (ЛА). Модульная система устанавлена на полу кабины экипажа без прохождения сквозь пол при выполнении соединения системы с тормозной и рулевой системами ЛА, имеющими электродистанционное управление. Педальные узлы выходят из корпуса и могут поворачиваться и перемещаться в продольном направлении относительно корпуса. При повороте педалей система управления тормозами, установленная полностью внутри корпуса и соединенная с педальными узлами, через электрический разъем подает сигнал на тормозную систему с электродистанционным управлением. Система управления рулем направления размещена полностью внутри корпуса и является функционально независимой от системы управления тормозами. Система управления рулем направления обнаруживает продольное перемещение педальных узлов и через электрический разъем подает сигнал на рулевую систему с электродистанционным управлением. Корпус, электрические разъемы, педальные узлы, система управления тормозами и система управления рулем направления образуют единый модуль, который можно устанавливать в кабине экипажа и удалять из кабины как единый блок. Достигается компактная система, которую можно быстро и легко устанавливать на поверхности пола кабины для соединения с другими системами ЛА. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 24 ил.

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к ручным дистанционным средствам управления подвижными наземными, авиационными и морскими объектами. Устройство управления подвижным объектом содержит рукоятку (1) управления, с которой соединен узел (2) контроля поворота кисти руки вокруг трех осей, с которым соединен элемент (3) крепления к предплечью. Узел (2) контроля включает датчики поворота кисти оператора вокруг трех осей. Устройство снабжено элементом (4) крепления к плечу, шарнирно соединенным с элементом (3) крепления к предплечью с фиксацией элемента (3) крепления к предплечью от поворота вокруг его продольной оси относительно элемента (4) крепления к плечу. Пристяжные элементы (14), (24), (25), (26) закреплены на элементах (3) и (4) крепления к предплечью и к плечу и на узле (2) контроля поворота кисти руки с возможностью размещения указанных элементов (3) и (4) крепления и узла (2) контроля с внешней боковой стороны руки оператора. Достигается повышение точности управляющего воздействия. 11 з.п. ф-лы, 10 ил.
Наверх