Способ управления силовой установкой вертолета



Способ управления силовой установкой вертолета

 


Владельцы патента RU 2482024:

ОТКРЫТОЕ АКЦИОНЕРНОЕ ОБЩЕСТВО "СТАР" (RU)

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в системах автоматического управления (САУ) турбовинтовыми силовыми установками (СУ) вертолетов. Сущность изобретения заключается в измерении и сравнении частот вращения роторов турбокомпрессоров своего и соседнего двигателей на взлетном режиме. При рассогласовании этих частот больше заданной величины, по сигналу пилота «Чрезвычайный режим», увеличивают настройку ограничителя частоты вращения ротора турбокомпрессора в HP на заданную величину, рассчитываемую в зависимости от температуры и давления воздуха на входе в двигатель. С помощью второго электронного регулятора (РТ) измеряют температуру газов в зоне сопловых аппаратов турбины компрессора и сравнивают ее с предельно допустимой. При увеличении измеренной температуры газов выше предельно допустимой, формируют управляющее воздействие на дозатор топлива в HP и уменьшают расход топлива до тех пор, пока измеренная температура газов не станет ниже предельной. С помощью ЭРД, двумя независимыми датчиками измеряют частоту вращения ротора свободной турбины и сравнивают каждую измеренную частоту с предельно допустимой. Если хотя бы одна измеренная частота превышает предельно допустимую, формируют сигнал пилоту «Превышение частоты вращения ротора двигателя»; а если обе измеренные частоты вращения превышают предельно допустимую - то формируют сигнал на механизм останова в HP и выключают двигатель. Повышается надежность работы силовой установки вертолета. 1 ил.

 

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах (САУ) автоматического управления двухдвигательных силовых установок вертолетов.

Известен способ управления силовой установкой вертолета, состоящей из двух двигателей, работающих на один несущий винт, заключающийся в определении для каждого двигателя величины рассогласования частоты вращения свободной турбины относительно заданной и преобразовании ее в управляющее воздействие (патент США №3820323 кл. 60-39.28R, 1977 г.).

Недостатком известного способа является его низкая эффективность.

Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является способ управления силовой установкой вертолета, состоящей из двух двигателей, работающих на один несущий винт, заключающийся в том, что измеряют положение рычага управления двигателем, давление и температуру воздуха на входе в двигатель, давление воздуха за компрессором своего и соседнего двигателя, частоту вращения ротора турбокомпрессора, частоту вращения свободной турбины, с помощью гидромеханического агрегата (HP) по известным зависимостям формируют управляющее воздействие на дозатор топлива в HP и осуществляют управление двигателем на запуске, «малом» газе, взлетном режиме, на приемистости и сбросе, на режиме синхронизации мощности, на останове двигателя («Руководство по эксплуатации двигателя ТВ3-117», ОАО «Мотор сич», Запорожье, 1986 г., с.23-27).

Недостатком известного способа управления силовой установкой вертолета является следующее.

Способ не обеспечивает:

- защиту двигателей при работе на повышенных температурах газа перед турбиной;

- защиту двигателей от разрушения при нарушении целостности вала между свободной турбиной и редуктором;

- защиту вертолета при выключении одного из двигателей в полете.

Это снижает надежность работы силовой установки и безопасность вертолета.

Целью изобретения является повышение качества работы САУ и, как следствие повышение надежности работы силовой установки и безопасности вертолета.

Поставленная цель достигается тем, что в способе управления силовой установкой вертолета, состоящей из двух двигателей, работающих на один несущий винт, заключающемся в том, что измеряют положение рычага управления двигателем, давление и температуру воздуха на входе в двигатель, давление воздуха за компрессором своего и соседнего двигателя, частоту вращения ротора турбокомпрессора, частоту вращения ротора свободной турбины, с помощью гидромеханического агрегата (HP) по известным зависимостям формируют управляющее воздействие на дозатор топлива в HP и осуществляют управление двигателем на запуске, «малом» газе, взлетном режиме, на приемистости и сбросе, на режиме синхронизации мощности, на останове двигателя, дополнительно с помощью первого электронного агрегата (ЭРД) измеряют частоту вращения ротора турбокомпрессора соседнего двигателя, сравнивают частоты вращения ротора турбокомпрессора своего и соседнего двигателей на взлетном режиме, при рассогласовании частот вращения ротора турбокомпрессора своего и соседнего двигателей больше наперед заданной величины, определяемой расчетно-экспериментальным путем, по сигналу пилота «Чрезвычайный режим» увеличивают настройку ограничителя частоты вращения ротора турбокомпрессора в HP на наперед заданную величину, рассчитываемую в зависимости от температуры и давления воздуха на входе в двигатель, с помощью второго электронного регулятора (РТ) измеряют температуру газов в зоне сопловых аппаратов турбины компрессора, сравнивают ее с предельно допустимой, при увеличении измеренной температуры газов выше предельно допустимой формируют управляющее воздействие на дозатор топлива в HP и уменьшают расход топлива до тех пор, пока измеренная температура газов не станет ниже предельной, с помощью ЭРД двумя независимыми датчиками измеряют частоту вращения ротора свободной турбины, сравнивают каждую измеренную частоту с предельно допустимой, определяемой расчетно-экспериментальным путем, если хотя бы одна измеренная частота превышает предельно допустимую, формируют сигнал пилоту «Превышение частоты вращения ротора силовой турбины правого (левого) двигателя», если обе измеренные частоты вращения превышают предельно допустимую, формируют сигнал на механизм останова в HP, с его помощью прекращают подачу топлива в камеру сгорания (КС) и выключают двигатель.

На фигуре представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ.

Устройство, реализующее способ, содержит последовательно соединенные блок 1 датчиков (БД), первый электронный регулятор 2 (ЭРД), гидромеханический регулятор 3 (HP), включающий в себя блок 4 электрогидропреобразователей (ЭГП), вход которого при подключении к выходу ЭРД 2, а выходы - к последовательно соединенным дозатору 5 и клапану 6 останова (КО), второй электронный регулятор 7 (РТ), вход которого подключен к БД 1, а выход - к ЭРД 2, второй БД 8, подключенный к счетно-решающему устройству 9 (ГР) в HP 3, второй вход ГР 9 подключен к блоку 4, а выход - к дозатору 5.

ЭРД 2 и РТ 7 представляют собой специализированные БЦВМ, состоящие из устройства ввода/вывода (УВВ) и вычислителя (процессор; постоянное запоминающее устройство - ПЗУ, с записанным в него специализированным программным обеспечением - СПО, оперативное ЗУ - ОЗУ).

Устройство работает следующим образом.

С помощью БД 8 измеряют положение рычага управления двигателем, давление и температуру воздуха на входе в двигатель, давление воздуха за компрессором своего и соседнего двигателя, частоту вращения ротора турбокомпрессора, частоту вращения ротора свободной турбины. С помощью ГР 9 HP 3 по известным зависимостям формируют управляющее воздействие на дозатор 5 топлива в HP 3 и осуществляют управление двигателем на запуске, «малом» газе, взлетном режиме, на приемистости и сбросе, на режиме синхронизации мощности, на останове двигателя.

Например, управление двигателем ТВ3-117 осуществляется с помощью агрегата НР-3 следующим образом.

На запуске двигателя дозирование топлива осуществляется по программе

где

Рт1 - давление топлива в первом коллекторе КС,

Рк - давление воздуха за компрессором двигателя,

Рн - давление воздуха на входе в двигатель.

Дополнительно агрегат HP-3 на запуске двигателя обеспечивает отключение стартера по частоте вращения ротора турбокомпрессора.

На режиме «малого» газа дозирование топлива осуществляется одним из контуров управления (для выбора контура обеспечивается селекция по минимуму):

где

n тк min - минимально допустимая частота вращения ротора турбокомпрессора,

и

где

G т min - минимально допустимый расход топлива в КС двигателя.

Настройка программы (3) имеет два значения: для земного «малого» газа и полетного «малого» газа. Переключение производится в зависимости от давления воздуха на входе в двигатель.

На промежуточных режимах дозирование топлива осуществляется одним из контуров управления (для выбора контура обеспечивается селекция по минимуму):

где

n тк - заданная частота вращения ротора турбокомпрессора,

α руд - положение рычага управления двигателем,

Твх. - температура воздуха на входе в двигатель,

и

где

n ст - частота вращения ротора свободной турбины.

На взлетном режиме в управлении дозированием топлива дополнительно участвует контур ограничения максимальной частоты вращения ротора турбокомпрессора:

где

n тк max - максимально допустимая частота вращения ротора турбокомпрессора

Твх. - температура воздуха на входе в двигатель.

На приемистости дозирование топлива осуществляется по программе:

где

G т an - заданный расход топлива в КС двигателя,

Рк - давление воздуха за компрессором двигателя,

n тк - частота вращения ротора турбокомпрессора.

На сбросе дозирование топлива осуществляется по программе:

где

G т ас - заданный расход топлива в КС двигателя,

τ - время.

Дополнительно, на ряде режимов полета вертолета по команде пилота выполняется синхронизация мощности двигателей силовой установки. Синхронизация осуществляется по давлению воздуха за компрессором (Рк) за счет «подводки» двигателя с меньшим Рк к двигателю с большим Рк.

Останов двигателя осуществляется по команде пилота за счет прекращения подачи топлива в КС с помощью блока 4 и КО 6.

Количественные характеристики зависимостей 1-8 приведены в книге «Руководство по эксплуатации двигателя ТВЗ-117», ОАО «Мотор сич», 3апорожье, 1986 г., с.40, 87-99.

Дополнительно с помощью первого электронного агрегата ЭРД 2 и БД 1 измеряют частоту вращения ротора турбокомпрессора соседнего двигателя, в ЭРД 2 сравнивают частоты вращения ротора турбокомпрессора своего и соседнего двигателей на взлетном режиме, при рассогласовании частот вращения ротора турбокомпрессора своего и соседнего двигателей больше наперед заданной величины, определяемой расчетно-экспериментальным путем, по сигналу пилота «Чрезвычайный режим» по команде ЭРД 2 увеличивают с помощью блока 4 настройку ограничителя частоты вращения ротора турбокомпрессора в ГР 9 HP 3 на наперед заданную величину, рассчитываемую в зависимости от температуры и давления воздуха на входе в двигатель.

Так, например, для двигателя ТВЗ-117 наперед заданная величина рассогласования частот вращения ротора турбокомпрессора своего и соседнего двигателей составляет 5%, а величина увеличения настройки ограничителя (6) ГР 9 в HP 3 - до 15% в зависимости от температуры и давления воздуха на входе в двигатель.

Это обеспечивает возможность увеличить взлетную тягу двигателя ТВЗ-117 на чрезвычайном режиме на (15-20) %. Для вертолетов класса Ми-8 и Ка-50 этого достаточно для того, чтобы при выключении одного из двигателей успешно завершить полет.

Таким образом, за счет повышения качества управления двигателем обеспечивается повышение надежности работы силовой установки и безопасности вертолета.

Дополнительно, с помощью второго электронного регулятора РТ 7 и БД 1 измеряют температуру газов в зоне сопловых аппаратов турбины компрессора, сравнивают ее с предельно допустимой, при увеличении измеренной температуры газов выше предельно допустимой формируют управляющее воздействие на уменьшение расхода топлива в КС. Управляющее воздействие РТ 7 поступает в ЭРД 2, где оно селектируется по минимуму с управляющим воздействием ЭРД 2. Отселектированное воздействие подается из ЭРД 2 в блок 4 и далее на дозатор 5. Изменяя положение дозатора 5, уменьшают расход топлива в КС до тех пор, пока измеренная температура газов не станет ниже предельной.

Для двигателя ТВЗ-117, например, предельно допустимая температура газов составляет 750°С.

Таким образом, обеспечивается защита двигателя от перегрева турбины, что повышает надежность его работы и обеспечивает «правильную» выработку ресурса газогенератора.

Использование двух относительно простых регуляторов (ЭРД и РТ) и практически полноразмерного резервного регулятора HP на вертолетном двигателе вместо одного регулятора типа FADEC позволяет обеспечить экономию средств при оснащении и эксплуатации вертолета. Так, например, суммарная цена агрегатов ЭРД-ЗВМ, РТ-12-6 и НР-3 для двигателя ТВЗ-117ВМ в 3,5 раза ниже цены агрегата РЭД-90А2М для двигателя ПС-90А2.

Дополнительно с помощью ЭРД 2 двумя независимыми датчиками в БД 1 измеряют частоту вращения ротора свободной турбины, сравнивают каждую измеренную частоту с предельно допустимой, определяемой расчетно-экспериментальным путем, если хотя бы одна измеренная частота превышает предельно допустимую, формируют сигнал пилоту «Превышение частоты вращения силовой турбины правого (левого) двигателя», если обе измеренные частоты вращения превышают предельно допустимую, формируют сигнал на механизм останова (блок 4 и КО 6 в HP 3), с его помощью прекращают подачу топлива в КС и выключают двигатель.

Для двигателя ТВЗ-117, например, предельно допустимая частота вращения ротора свободной турбины составляет 118%. Дублирование замера частоты вращения ротора свободной турбины необходимо для защиты от ложных выключений двигателя.

Таким образом, обеспечивается защита двигателя от разрушения при нарушении целостности вала между свободной турбиной и редуктором, что повышает надежность его работы и обеспечивает повышение безопасности вертолета.

Способ управления силовой установкой вертолета, состоящей из двух двигателей, работающих на один несущий винт, заключающийся в том, что измеряют положение рычага управления двигателем, давление и температуру воздуха на входе в двигатель, давление воздуха за компрессором своего и соседнего двигателей, частоту вращения ротора турбокомпрессора, частоту вращения ротора свободной турбины, с помощью гидромеханического агрегата (HP) по известным зависимостям формируют управляющее воздействие на дозатор топлива в HP и осуществляют управление двигателем на запуске, «малом» газе, взлетном режиме, на приемистости и сбросе, на режиме синхронизации мощности, на останове двигателя, отличающийся тем, что дополнительно с помощью первого электронного агрегата (ЭРД) измеряют частоту вращения ротора турбокомпрессора соседнего двигателя, сравнивают частоты вращения ротора турбокомпрессора своего и соседнего двигателей на взлетном режиме, при рассогласовании частот вращения ротора турбокомпрессора своего и соседнего двигателей больше наперед заданной величины, определяемой расчетно-экспериментальным путем, по сигналу пилота «Чрезвычайный режим» увеличивают настройку ограничителя частоты вращения ротора турбокомпрессора в HP на наперед заданную величину, рассчитываемую в зависимости от температуры и давления воздуха на входе в двигатель, с помощью второго электронного регулятора (РТ) измеряют температуру газов в зоне сопловых аппаратов турбины компрессора, сравнивают ее с предельно допустимой, при увеличении измеренной температуры газов выше предельно допустимой формируют управляющее воздействие на дозатор топлива в HP и уменьшают расход топлива до тех пор, пока измеренная температура газов не станет ниже предельной, с помощью ЭРД двумя независимыми датчиками измеряют частоту вращения ротора свободной турбины, сравнивают каждую измеренную частоту с предельно допустимой, определяемой расчетно-экспериментальным путем, если хотя бы одна измеренная частота превышает предельно допустимую, формируют сигнал пилоту «Превышение частоты вращения ротора силовой турбины правого (левого) двигателя», если обе измеренные частоты вращения превышают предельно допустимую, формируют сигнал на механизм останова в HP, с его помощью прекращают подачу топлива в камеру сгорания (КС) и выключают двигатель.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах автоматического управления турбовинтовыми силовыми установками вертолетов.

Изобретение относится к оптико-электронной измерительной технике и может быть использовано для динамической балансировки несущего винта вертолета. .

Изобретение относится к авиации, в частности к вертолетостроению. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к тактильным системам предупредительной сигнализации для вертолетов. .

Изобретение относится к беспилотному вертолету с двигателем внутреннего сгорания и предназначенным для него топливным баком. .

Изобретение относится к оборудованию вертолетов. .

Изобретение относится к авиации. .

Изобретение относится к конструкциям транспортных вертолетов с грузовой кабиной. .

Изобретение относится к авиационным средствам подъема и перемещения грузов

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям рулевых винтов винтокрылых летательных аппаратов. Лопасть (6) рулевого винта (3) вертолета (1) имеет переднюю кромку (8) и заднюю кромку (9), расположенные напротив друг друга и проходящие вдоль продольной оси (В) лопасти (6). Задняя кромка (9) в процессе эксплуатации взаимодействует с воздушным потоком после передней кромки (8). Лопасть (6) имеет оконечную часть (14с), проходящую между базовым сечением (51) и наружным в радиальном направлении по отношению к оси вращения (А) лопасти торцом (11) лопасти (6). Ось вращения (А) находится вне лопасти (6) и поперечна по отношению к продольной оси (В). Длина (d) хорды (Р) в оконечной части (14с) уменьшается в направлении от базового сечения (51) к наружному торцу (11), а передняя и задняя кромки (8, 9) смыкаются на наружном торце (11). Длина хорды составляет d0 в базовом сечении и уменьшается в направлении от базового сечения к торцу в соответствии с уравнением d=d0(1-krn), где r - расстояние от базового сечения, k и n - постоянные коэффициенты, причем коэффициент n принимает значения в диапазоне от 2 до 11, а коэффициент k равен отношению 1/R, где R - расстояние по радиусу от торца до базового сечения. Достигается повышение аэродинамической эффективности лопасти, ослабление звуковой эмиссии рулевого винта. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 18 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям рулевых винтов вертолетов. Рулевой винт (3) вертолета (1) содержит вал (5), вращающийся вокруг оси вращения (А), по меньшей мере две лопасти (6), проходящие вдоль продольных осей, расположенных поперечно по отношению к оси вращения, ступицу (7) для соединения вала (5) с лопастями (6). Лопасть (6) рулевого винта (3) вертолета (1) имеет переднюю кромку (8) и заднюю кромку (9), расположенные напротив друг друга и проходящие вдоль продольной оси (В) лопасти (6). Задняя кромка (9) в процессе эксплуатации взаимодействует с воздушным потоком после передней кромки (8). Лопасть (6) имеет также две расположенные напротив друг друга поверхности (12, 13), проходящие между передней кромкой (8) и задней кромкой (9), и корневую часть (14а), проходящую от первого торца (10), внутреннего по отношению к оси вращения (А) лопасти (6), по направлению ко второму торцу (11), который находится по другую сторону от первого торца (10). Корневая часть (14а) при ее рассечении плоскостью, перпендикулярной передней кромке (8) и задней кромке (9), имеет профиль (G), асимметричный по отношению к хорде (Р), соединяющей переднюю кромку 8 и заднюю кромку 9. Вершины первых торцов лопастей расположены на расстоянии от оси вращения, составляющем от 10% до 25% максимального расстояния между осью вращения и вершинами вторых торцов лопастей. Улучшается аэродинамическая эффективность лопастей и уменьшается нагрузка на лопасти и механизмы управления рулевым винтом. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 13 ил.

Вертолет // 2499736
Изобретение относится к области авиации, в частности к системам охлаждения агрегатов трансмиссии. Вертолет (1) включает в себя привод (6), содержащий впускной канал (12) воздухозаборника, несущий винт (3), функционально соединенный с приводом (6), и трансмиссию (9), функционально размещенную между несущим винтом (3) и приводом (6) и заключенную в корпус (23). Вертолет (1) содержит, по меньшей мере, один воздухозаборник (20), содержащий первое впускное отверстие (21), связанное по потоку с впускным каналом (12), по меньшей мере, одно второе впускное отверстие (22), связанное по потоку с корпусом (23), а также отклоняющие элементы (30), которые взаимодействуют в процессе эксплуатации с воздушным потоком (F), обеспечивая разделение воздушного потока (F) на первый и второй воздушные потоки. Воздухозаборник (20), кроме того, включает в себя направляющие элементы (31, 32, 37, 53) для направления первого воздушного потока по первой траектории (P), проходящей от отклоняющих элементов (30) к первому впускному отверстию (21), и для направления второго воздушного потока по второй траектории (Q), отделенной от первой траектории (P) и проходящей от отклоняющих элементов (30) ко второму впускному отверстию (22). Обеспечивается оптимальная термодинамическая эффективность двигателя и эффективное охлаждение трансмиссии. 11 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам компенсации крутящего момента несущих винтов вертолетов. Способ компенсации реактивного момента несущего винта состоит в создании противодействующего крутящего момента, который создается реактивными силами тяги выходного газового потока в виде реактивных струй газотурбинного двигателя вертолета под действием разделенной части энергии, вырабатываемой газогенератором двигателя, с последующим поперечно-тангенциальным внедрением их в воздушный опорный поток, образованный несущим винтом. Крутящий момент несущего винта получен турбиной привода винта из другой части кинетической энергии, вырабатываемой газогенератором с забором воздуха из центральной менее активной зоны винта или за пределами его зоны действия. Регулирование компенсирующего крутящего момента производится изменением равнодействующей сил тяг реактивных струй при противодействии друг с другом без изменения повышенной реакции опорного потока на винт, его создающий, или степенью перераспределения разделяемого кинетического потока двигателя между собой путем возможности его преобразования в реактивные струи в обход турбины привода несущего винта с сохранением неизменяемой силы тяги несущего винта. Достигается увеличение подъемной силы винта. 6 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям вертолетов. Винт (4) вертолета (1) содержит вал (10) трансмиссии, который вращается относительно первой оси (B), ступицу (11), выполненную с возможностью вращения вместе с валом трансмиссии относительно первой оси (В), и лопасти (12), выступающие из ступицы (11) с противоположных сторон относительно первой оси (В) и проходящие вдоль соответствующих вторых осей (С), расположенных поперек по отношению к первой оси (В). Каждая лопасть (12) выполнена с возможностью движения по отношению к ступице (11) и другим лопастям (12) относительно соответствующей четвертой оси (Е), параллельной первой оси (В), относительно соответствующей второй оси (С) и относительно соответствующей третьей оси (D), расположенной поперек по отношению к первой и второй осям (В, С). Винт (4) содержит первые амортизаторы (25) для гашения вибрации, вызванной колебаниями соответствующих лопастей (12) относительно соответствующих четвертых осей (Е), и вторые амортизаторы (50), расположенные между внешней поверхностью основного корпуса ступицы и двумя первыми амортизаторами (25). Первые амортизаторы (25, 25') соединены друг с другом, и каждый из них соединен с соответствующей лопастью (12). В радиальном направлении по отношению к первой оси (В) первые амортизаторы (25) расположены между первой осью (В) и четвертой осью (Е) соответствующей лопасти (12). Достигается снижение вибрации, вызываемой опережающе-запаздывающим движением лопастей. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к бортовому оборудованию летательных аппаратов. Комплекс бортового оборудования вертолета содержит комплексную систему электронной индикации и сигнализации, пилотажный комплекс вертолета, пилотажно-навигационную аппаратуру, систему управления общевертолетным оборудованием, информационный комплекс высотно-скоростных параметров, пульты управления общевертолетным оборудованием, систему регулирования внутрикабинного освещения, интегрированную систему резервных приборов, ответчик системы управления воздушным движением, малогабаритную систему сбора и регистрации, комплекс средств связи, генератор цифровых карт, метеонавигационную радиолокационную систему, систему раннего предупреждения близости земли, бортовую систему диагностики вертолета, комплект внутреннего светотехнического и светосигнального оборудования, пульты-вычислители навигационные, аварийные спасательные радиомаяки, систему табло аварийной и уведомляющей сигнализации, основной канал информационного обмена, аудиоканал информационного обмена. Достигается расширение эксплуатационных возможностей, повышение безопасности пилотирования и эффективности применения вертолета, повышение надежности работы комплекса. 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

Многофункциональный тяжелый транспортный вертолет круглосуточного действия содержит фюзеляж с силовой установкой, общевертолетное оборудование, средства механизации вертолета, органы оперативного управления. Кабина выполнена разделенной перегородкой с дверью на две части - кабину экипажа, рассчитанную на двух членов экипажа, в передней части которой расположена панель для установки радиоэлектронного оборудования, а в задней - дополнительное откидное кресло, и кабину сопровождающих. Внутрикабинная перегородка выполнена в виде закрытой этажерки с технологическими лючками, в которой располагаются блоки приборного оборудования. Комплекс бортового радиоэлектронного оборудования включает комплекс навигационно-пилотажных средств, систему управления вертолетом и силовой установкой, комплекс средств радиосвязи, аппаратуру государственного опознавания, блок коммутации, бортовой комплекс обороны, бортовую метеорадиолокационную станцию, систему раннего предупреждения близости земли, бортовую телевизионную установку, бортовую систему контроля, систему резервных приборов, пять многофункциональных индикаторов, многофункциональный пульт, внешнее запоминающее устройство и бортовую вычислительную систему. Обеспечивается снижение эксплуатационных расходов и существенное расширение функциональных возможностей вертолета. 2 н. и 1 з.п ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам управления летательными аппаратами. Электронная система (1) управления полетом летательного аппарата (100), выполненного с возможностью висения и имеющего, по меньшей мере, один винт (102; 104), выполнена с возможностью работать в ручном режиме управления полетом и в двух автоматических режимах управления полетом, соответствующих режимам полета летательного аппарата. В ручном режиме система (1) управления полетом управляет скоростью вращения винта в ответ на прямые команды от пилота. В автоматических режимах работы система (1) управления полетом автоматически управляет скоростью вращения винта на основе условий полета. Система (1) управления полетом выполнена с возможностью запоминать для каждого автоматического режима управления полетом соответствующую таблицу полета, связывающую различные значения скорости вращения винта с различными значениями, по меньшей мере, одного показателя полета и автоматически управлять скоростью вращения винта в автоматических режимах управления полетом на основе соответствующих таблиц полета. Обеспечивается безопасное автоматическое управление скоростью вращения одного или более винтов летательного аппарата. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам управления ЛА вертолетного типа. Способ управления ЛА включает смещение центра тяжести ЛА относительно тяги движителя, при этом смещение осуществляют по сферической поверхности с центром, лежащим вне ЛА, или цилиндрической поверхности с осевой линией, лежащей вне ЛА. Радиус сферической или цилиндрической поверхности может быть бесконечно большой. При этом смещение движителя может быть поступательным. Достигается уменьшение габаритов системы управления летательным аппаратом вертолетного типа. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх