Указатель направления движения (варианты)


 


Владельцы патента RU 2507119:

Староверов Николай Евгеньевич (RU)

Изобретение относится к навигационному оборудованию. Указатель направления движения состоит из вертикального или лежащего в вертикальной плоскости, проходящей через командный глаз человека, стержня или пластины, установленных в направляющих, расположенных в горизонтальной плоскости перед человеком с возможностью пружинной или резьбовой фиксации. Около направляющей имеется лимб, на котором нанесены деления в единицах скорости бокового ветра, или несколько лимбов для разной скорости движения. На стержне имеется утолщение, местоположение которого подбирается так, чтобы при крене самолета утолщение всегда оставалось в одной вертикальной плоскости относительно земли. Указатель может иметь напротив командного глаза человека не стержень, а ленту, плоскость которой проходит через некомандный глаз человека. Достигается безопасность при посадке летательного аппарата при боковом ветре. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к навигационному оборудованию летательных аппаратов и судов и, возможно, открывает новый класс устройств (поэтому прототипа, МПК и ограничительной части формулы нет) - визуальных указателей истинного направления движения самолетов и вертолетов с учетом боковой составляющей ветра и движения судов с учетом боковой составляющей течения.

Каждый из нас хоть иногда видел, как летит тихоходный летательный аппарат (легкомоторный самолет, вертолет) при наличии бокового ветра или как пересекает реку тихоходное судно - и в том, и в другом случае аппарат движется под углом, то есть с боковым скольжением относительно земли. Особенно это заметно и особенно это опасно при снижении скорости самолетов при заходе на посадку - у легкомоторных самолетов в этот момент соотношение скорости бокового ветра к собственной скорости становится настолько большим, что возможен промах мимо посадочной полосы.

Для соблюдения правильного курса относительно земли летчик или судоводитель (далее «летчик») могут воспользоваться компасом, однако для этого надо, во-первых, сначала найти искомый курс по карте, а во-вторых, частое наблюдение за компасом отвлекает летчика от пилотирования, что может привести к аварии при посадке.

ВАРИАНТ 1. Для визуального следования нужным курсом по наземным ориентирам данный указатель состоит из вертикального или лежащего в вертикальной плоскости, проходящей через командный глаз человека, стержня или пластины, установленных в направляющих, расположенных в горизонтальной плоскости перед человеком (на лобовом стекле или около лобового стекла) с возможностью пружинной или резьбовой фиксации. Достаточно стержня, в том числе гибкого (то есть тросика, шнура), пластина может применяться только для повышения прочности (что не всегда хорошо при аварии).

Для удобства около направляющей могут быть нанесены деления в единицах скорости бокового ветра (или боковой составляющей косого ветра), то есть лимб. Однако эти деления действительны только для одной скорости, например посадочной. Поэтому эти деления могут нанесены в градусах угла между истинным направлением движения и продольной осью самолета. В этом случае летчик определяет поправку в градусах и выставляет ее по лимбу. Однако есть промежуточный вариант - лимб проградуирован, как в первом случае, в единицах скорости ветра для самой главной - посадочной - скорости, а в таблице для других скоростей указаны не градусы, а уже имеющиеся деления, назовем их условными. Возможен и другой вариант - имеется не один лимб, а два или несколько и деления на втором лимбе нанесены с учетом крейсерской скорости самолета.

Цвет стержня может быть любым - контрастным или наоборот - сереньким, чтобы не раздражал летчика.

Работает этот вариант так: получив данные с земли о скорости и направлении ветра, летчик вычисляет боковую составляющую ветра относительно курса его желаемого движения как произведение скорости ветра на синус угла между этим курсом и направлением ветра (поскольку высокая точность не нужна, то это вычисление можно делать приблизительно в уме) и выставляет стержень на нужное деление по лимбу. При этом направление или вертикальная плоскость, проходящая через командный глаз летчика (это официальный термин) и через стержень, совпадает с направлением истинного движения самолета относительно земли. То есть летчик как бы прицеливается этим стержнем, который он видит командным глазом, в какую-то часть горизонта, сообразуясь с наземными ориентирами. Психика человека устроена так, что вторым - некомандным - глазом человек этот стержень почти не воспринимает, если специально не заострять на этом внимание.

При этом некоторое влияние оказывает и продольная составляющая скорости ветра (для судов - течения), но ее влияние значительно меньше влияния боковой составляющей.

Особенно если учитывать, что чем ближе направление ветра к курсу самолета, тем больше продольная составляющая, как косинус упомянутого угла, но зато тем меньше поперечная составляющая, как синус упомянутого угла (синус нуля равен нулю). Однако в специальной таблице возможен учет и изменения продольной относительной скорости самолета, точнее - продольной скорости в данный момент (самолет и судно могут двигаться с разными скоростями). К относительной скорости (относительно воздуха или воды, в авиации ее еще называют приборной скоростью, в судовождении - скоростью по лагу) добавляется или вычитается продольная составляющая скорости ветра (течения).

Пример: Допустим, летчик при заходе на посадку со скоростью 100 км/час получает данные с земли о том, что ветер левый встречный 53 градуса относительно взлетно-посадочной полосы со скоростью 9 метров в секунду. Прежде всего, он округляет 53 градуса до ближайшей круглой величины - 50 градусов. Смотрит в таблице синусов и косинусов - синус равен 0,8 (специально округлено). Умножает скорость ветра 9 на 0,8 получает 7,2 (это таблица умножения) и выставляет стержень по лимбу вправо на 7,2 деления. Затем стержнем прицеливается в посадочную полосу и попадает примерно на нее.

Косинус 50 градусов примерно равен 0,6, то есть истинная скорость самолета на 9*0,6=5,4 м/сек будет меньше приборной (на 19,4 км/час). Если летчик посмотрит по специальной таблице и эту поправку, то вместо скорости 100 км/час он должен смотреть строку 80 км/час, и тогда он поставит лимб на 8,1 деления, и попадет на посадочную полосу более точно.

Однако при наличии бокового ветра летчик может заходить на посадку с креном, чтобы компенсировать боковое скольжение. В этом случае стержень встанет косо относительно земли и прицеливаться косым стержнем затруднительно. Для этого случая на стержне следует иметь утолщение, местоположение которого подбирается так, чтобы при крене самолета утолщение визуально всегда оставалось в одной вертикальной плоскости относительно земли (то есть над одним и тем же наземным ориентиром). Это положение выбирается субъективно, поскольку оно зависит от роста летчика.

Таблица для определения делений по лимбу (в градусах или лучше в условных единицах) построена по обычным для таблиц правилам: допустим, по горизонтали имеются линии скорости движения (абсолютной, то есть относительно Земли), например 100,110,120,130 км/час и т.д., а по вертикали будут линии боковой составляющей скорости ветра, допустим 1,2,3 м/сек и т.д. Тогда в перекрестьях линий будут градусы или условные деления (см. выше), на которые надо сдвинуть стержень.

При построении таблицы нельзя забывать, что при взгляде в сторону человек в определенной пропорции поворачивает и глаза, и голову и поэтому каждое новое направление истинного движения надо прокладывать через новую точку нахождения командного глаза.

Указатель, как и любой прибор, нуждается в юстировке, то есть в определении субъективного положения, когда стержень лежит с командным глазом в плоскости, параллельной продольной плоскости самолета. Это своеобразный «ноль» по лимбу.

Положение головы несколько меняется со временем, поэтому для более точного наведения на ориентир дополнительно может иметься поворотный кронштейн с прорезью, установленный ближе к человеку, чем стержень. То есть получается как бы ружейный прицел: стержень - мушка, прорезь - прорезь. И через этот прицел наведение может быть точнее, чем просто по стержню. Кронштейн может иметь свой лимб, по которому он поворачивается согласно своей или той же самой таблице (в последнем случае в своих условных единицах).

Работает этот указатель так: стержень вместе с кронштейном устанавливается по лимбу, как описано выше, а затем поворотный кронштейн поворачивается по своему лимбу так, чтобы прорезь оказалась в одной вертикальной плоскости со стержнем и командным глазом.

ВАРИАНТ 2. Как указывалось выше, некомандным глазом человек почти не реагирует на стержень указателя. Однако можно сделать так, чтобы он его практически не видел. Для этого указатель имеет напротив командного глаза человека не стержень, а ленту, плоскость которой проходит через некомандный глаз человека. В этом случае летчик может видеть ленту командным глазом, так как она повернута к этому глазу наискосок, см. прилагаемый эскиз, а к некомандному глазу лента повернута своей узкой стороной, которая может иметь толщину порядка 0,1 мм, и поэтому практически не видна.

Так же, как утолщение на стержне, на ленте может иметься ее уширение (при той же толщине), местоположение которого подбирается так, чтобы при крене самолета уширение визуально всегда оставалось в одной вертикальной плоскости относительно земли.

Однако лента, даже металлическая, с трудом будет сохранять вертикальное положение из-за своей малой толщины. И к тому же будет раскачиваться, как упругий маятник. Поэтому для удержания ленты может иметься рамка, в частности - прозрачная.

Еще более «отличить» взгляд на ленту из некомандного глаза от взгляда из командного глаза поможет расположение ленты не вертикально так, чтобы для командного глаза она казалась вертикальной (проходила с ним через одну вертикальную плоскость), а для некомандного глаза была наклонной, то есть была невертикальной.

На эскизе показана голова человека 1 с двумя глазами Л - левым и П - правым, командным. Около лобового стекла имеет наискосок установленная лента 2, которая из левого глаза почти не видна - показаны проходящие рядом с ней лучи света, а из правого глаза видна как очень узкий сектор (заштрихован).

1. Указатель направления движения, отличающийся тем, что состоит из вертикального или лежащего в вертикальной плоскости, проходящей через командный глаз человека, стержня или пластины, установленных в направляющих, расположенных в горизонтальной плоскости перед человеком с возможностью пружинной или резьбовой фиксации.

2. Указатель по п.1, отличающийся тем, что около направляющей имеется лимб, на котором нанесены деления в единицах скорости бокового ветра, или несколько лимбов для разных скоростей движения.

3. Указатель по п.1, отличающийся тем, что на стержне имеется утолщение, местоположение которого подбирается так, чтобы при крене самолета утолщение визуально всегда оставалось в одной вертикальной плоскости относительно земли.

4. Указатель по п.1, отличающийся тем, что дополнительно имеет поворотный кронштейн с прорезью, установленный ближе к человеку, чем стержень, причем кронштейн имеет лимб.

5. Указатель направления движения, отличающийся тем, что состоит из вертикальной или лежащей наискосок в вертикальной плоскости, проходящей через командный глаз человека, ленты, плоскость которой проходит через некомандный глаз человека, причем лента установлена в направляющих, расположенных в горизонтальной плоскости перед человеком с возможностью пружинной или резьбовой фиксации.

6. Указатель по п.5, отличающийся тем, что на ленте имеется уширение, местоположение которого подбирается так, чтобы при крене самолета визуально уширение всегда оставалось в одной вертикальной плоскости относительно земли.

7. Указатель по п.5, отличающийся тем, что для удержания ленты имеется рамка, в частности - прозрачная.



 

Похожие патенты:

Способ управления самолетом с двумя и более двигателями заключается в дифференциальной подаче топлива в двигатели. Подача осуществляется наряду с основными топливными насосами двигателей еще и от дополнительной топливной системы, приводимой в действие от приводной рессоры одного из основных двигателей или от электродвигателя и управляемой от гироскопической системы стабилизации-управления электрического или пневматического типа.

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам траекторного управления летательных аппаратов (ЛА). .

Изобретение относится к авиации и пригодно для всех типов самолетов. .

Изобретение относится к области аэродинамических испытаний. .

Изобретение относится к области автоматического управления. .

Изобретение относится к авиации и, в частности, касается создания механизированного корпуса поточно-принудительного воздушно-реактивного двигателя. .

Изобретение относится к летательным аппаратам. .

Изобретение относится к управлению траекторией полета тел, движущихся с высокими, в т. ч. космическими, скоростями. Система, согласно предлагаемому способу, м. б. использована в качестве вспомогательной (резервной) для коррекции траектории ракет, штатная система наведения которых вышла из строя. Возможно также ее использование на малых телах, на которых размещение обычных систем самонаведения затруднительно. Способ предусматривает нанесение на боковую поверхность тела (4) полос (5, 6, 7, 8) из кремния, легированного с разной степенью (дающей разную резонансную частоту лазерного поглощения). Излучение (3) лазера (2), попадая на полосу с резонансной частотой его поглощения, вызывает ее испарение и появление соответствующей корректирующей реактивной силы. Меняя частоту излучения (3), получают импульсы коррекции в требуемых направлениях. Техническим результатом изобретения является возможность управления траекторией полета тела в двух направлениях, поперечных по отношению к вектору его текущей скорости. 1 ил.

Гибридный летательный аппарат состоит из внешней, наполняемой легким газом оболочки, внешнего силового кольца, внутренних силовых колец, центрального силового кольца, силовой установки, включающей двигатели с воздушными винтами, создающими вертикальную и горизонтальную тягу. Силовая установка содержит четыре энергетических узла, каждый из которых включает двигатель с воздушным винтом, создающим вертикальную тягу, и двигатель с воздушным винтом, создающим горизонтальную тягу, и устройства, обеспечивающие управление общим шагом лопастей, перекос лопастей и реверс тяги каждого воздушного винта. Все энергетические узлы расположены по внешней окружности кольца симметрично относительно его связанных осей X, Y, Z. Изобретение направлено на стабилизацию аппарата в условиях действия внешних ветровых возмущений. 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных летательных аппаратов. Миниатюрный летательный аппарат с дистанционным управлением содержит по меньшей мере одну несущую поверхность (17), по меньшей мере одну пару винтовых двигателей (12, 13) и весовой элемент (20), положение которого можно менять в продольном направлении для изменения положения центра тяжести миниатюрного летательного аппарата (10). Несущая поверхность (17) расположена над плоскостью, определенной осями вращения винтовых двигателей (12, 13), с целью создания подъемной силы. Несущая поверхность (17) выполнена в виде верхней несущей поверхности (17), которая расположена над нижней несущей поверхностью (18), при этом миниатюрный летательный аппарат выполнен в форме летающего крыла. Положение в полете в отношении продольной оси (25) и/или вертикальной оси (11) летательного аппарата (10) можно регулировать с помощью разницы между движущими силами, предпочтительно между скоростями вращения винтовых двигателей (12, 13). Миниатюрный летательный аппарат может использоваться в качестве разведывательного, для чего оборудуется средствами мониторинга. Достигается возможность создания компактной и прочной конструкции с улучшенными летными характеристиками. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к области авиации, в частности к топливным системам. Способ управления самолетом с двумя двигателями и больше заключается в дифференциальном управлении подачей топлива в двигатели. По сигналам управляющей системы осуществляется перепуск топлива. Перепуск происходит при помощи двух или более параллельно соединенных клапанов, расположенных после основного топливного насоса каждого двигателя, каждый из которых соединен с жиклерами фиксированной пропускной способности. Достигается расширение арсенала технических возможностей и повышение быстродействия системы, реализующей данный способ. 3 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для управления направлением полета ракеты. Забирают воздушный поток в зоне повышенного давления, направляют воздушный поток с помощью распределительного устройства в выходящие на боковую поверхность корпуса ракеты сопла. Изобретение позволяет упростить конструкцию и повысить надежность ракеты. 1 ил.

Изобретение относится к управлению летательным аппаратом (ЛА), снабженным двигательной установкой с реактивными соплами. Способ заключается в размещении реактивных сопел снаружи вдоль корпуса летательного аппарата и периодическом введении интерцепторов реверсным приводом в газовую струю соответствующего реактивного сопла. Сопла группируют попарно с близким расположением в паре, в количестве не менее трех пар. Для управления летательным аппаратом используют, по меньшей мере, три интерцептора, по одному в каждой паре, расположенных между реактивными соплами пары. Реверсным приводом обеспечивают периодический ввод каждого интерцептора в любую газовую струю соответствующей пары реактивных сопел, необходимую для управления. Техническим результатом изобретения является увеличение эффективности управления интерцепторами по крену ЛА. 7 ил.

Изобретение относится к управлению летательным аппаратом (ЛА) снабженным двигательной установкой с реактивными соплами. Способ управления заключается в размещении не менее трех реактивных сопел на донном срезе корпуса летательного аппарата вокруг продольной оси и периодическом введении интерцепторов реверсным приводом в газовую струю соседнего с интерцептором реактивного сопла. Для управления летательным аппаратом используют по меньшей мере три интерцептора, расположенные между различными соседними реактивными соплами. Реверсным приводом обеспечивают периодический ввод каждого интерцептора в любую, необходимую для управления, газовую струю соседних с интерцептором реактивных сопел. Техническим результатом изобретения является увеличение эффективности управления интерцепторами по крену ЛА. 7 ил.
Наверх