Управление "утка" -2 /варианты/


 


Владельцы патента RU 2515817:

Староверов Николай Евгеньевич (RU)

Группа изобретений относится к авиации. Механический вариант цельноповоротного флюгерного переднего горизонтального оперения имеет управляемый тормоз или упор/упоры в кинематике привода. Гидравлический вариант имеет в системе гидроуправления переднего горизонтального оперения кран, отключающий подачу гидрожидкости. Электрический вариант имеет в системе электродистанционного управления выключатель. Группа изобретений направлена на повышение маневренности по тангажу. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к управлению рулями высоты пилотажных или боевых самолетов и других летательных аппаратов с аэродинамическими рулями.

Известно управление самолетам «Управление «утка» (варианты)», см. пат. №2410286, которое предусматривает флюгерное управление цельноповоротным ПГО (переднее горизонтальное оперение), в том числе - регрессивное. Это управление позволяет получить лучшую маневренность по тангажу, чем обычное управление, а регрессивный вариант обладает повышенной продольной устойчивостью. Однако возможно получение еще лучшей маневренности.

Напомню, прототип имеет три варианта: гидравлический, электродистанционный и механический (ручной).

Задача и технический результат изобретения - получение повышенной маневренности по тангажу.

Для этого данное механическое управление имеет управляемый тормоз или упор/упоры в кинематике привода ПГО. Тормоз (то есть неподвижно закрепленная муфта) может быть фрикционный, зубчатый, шлицевой и т.п.

Это позволяет при команде пилота на резкое увеличение тангажа в момент подъема носа самолета (все направления даны относительно направления горизонтального полета) примерно в фазе от +5 до -30 градусов зафиксировать ПГО в этом положении. Это приведет к снижению продольной устойчивости, а при соответствующей центровке - к потере продольной устойчивости, что позволит выполнить фигуру высшего пилотажа типа «кобра». В момент отрицательно угла атаки (тангаж более 90 градусов) тормоз или упор отпускается. И самолет приобретает изначальную продольную устойчивость и переходит снова в горизонтальный полет. При этом желательно форсирование мощности двигателя, например, подачей закиси азота.

При выполнении «кобры» ПГО переходит в отрицательный угол отклонения (вниз), поэтому вместо муфты, позволяющей фиксировать ПГО в любом положении, достаточно упора/упоров. Упора достаточно одного - только на направлении вниз от -5 до -30 градусов. Причем упор желательно выполнить в виде защелки, самооткрывающейся в направлении вверх. Это обезопасит самолет и летчика при выходе из строя управления упором - при отказе этого управлении ПГО из положения «большой отрицательный тангаж» проскочит защелку и выйдет в нейтральное положение. По этой же причине лучше применять фрикционный тормоз, нежели зубчатый или шлицевой.

На механическом варианте такого управления на штангу флюгера будет действовать очень большое изгибающее усилие. Поэтому желательно, чтобы не увеличивать прочность, иметь в кинематике управлении флюгером упругую муфту, допускающую вращение флюгера только вверх. При варианте с наружным расположением флюгера (напомню, флюгер может быть расположен снаружи ПГО, у фюзеляжа и отдельно) в качестве такой муфты удобно использовать торсион, расположенный внутри полого вала флюгеров, а на валу имеется ограничитель, допускающий кручение торсиона только в направлении вверх.

В гидравлическом варианте для фиксации ПГО могут быть использованы те же средства, но при этом одновременно надо отключить подачу давлении гидрожидкости. Для этого в системе гидроуправления ПГО имеется кран, отключающий подачу гидрожидкости.

В электродистанционном варианте все просто - надо просто отключить электропитание привода ПГО. Для этого в системе электродистанционного управления ПГО имеется выключатель.

Для выполнения «кобры» конструкция самолета, разумеется, должна быть достаточно прочной, а скорость - достаточно малой (для уменьшения скорости рекомендуется выпустить закрылки).

На прилагаемом эскизе упрощенно показано устройства упора в виде защелки. На валу 1 ПГО (показан с торца) имеется зуб 2. Около вала расположен рычаг 3 с защелкой 4, подпружиненной пружиной 5. Сам рычаг также подпружинен пружиной 6. К концу рычага прикреплена тяга 7 управления упором.

Работает упор так: при выполнении «кобры» летчик тянет за тягу 7, и рычаг 3 с защелкой 4 встает на пути зуба 2, не давая ПГО отклониться вниз, допустим, на угол более 10 градусов. Самолет получает тангаж более 90 градусов. Флюгер при этом отклоняется в пределах упругой муфты (ее ход должен быть не менее 180 градусов). В верхней точке «кобры» летчик отпускает тягу 7, и ПГО получает возможность ориентироваться по потоку с нужным углом атаки с помощью флюгера.

При поломке пружины 6 или при заклинивании тяги 7 вал 1 вернется в нейтральное положение, утопив защелку 4.

1. Управление «утка», содержащее цельноповоротное флюгерное переднее горизонтальное оперение, отличающееся тем, что имеет управляемый тормоз или упор/упоры в кинематике привода упомянутого оперения.

2. Управление по п.1, отличающееся тем, что тормоз фрикционный, или зубчатый, или шлицевой.

3. Управление по п.1, отличающееся тем, что упор выполнен в виде защелки, самооткрывающейся в направлении вверх.

4. Управление по п.1, отличающееся тем, что в кинематике управлении флюгером имеется упругая муфта, допускающая вращение флюгера только вверх.

5. Управление по п.4, отличающееся тем, что в качестве упругой муфты использован торсион, расположенный внутри полого вала флюгеров, и на валу имеется ограничитель, допускающий кручение торсиона только в направлении вверх.

6. Управление «утка», содержащее цельноповоротное флюгерное переднее горизонтальное оперение, отличающееся тем, что имеет управляемый тормоз или упор/упоры в кинематике привода упомянутого оперения, а в системе гидроуправления упомянутого оперения имеется кран, отключающий подачу гидрожидкости.

7. Управление «утка», содержащее цельноповоротное флюгерное переднее горизонтальное оперение, отличающееся тем, что в системе электродистанционного управления упомянутого оперения имеется выключатель.



 

Похожие патенты:

Настоящее изобретение обеспечивает устройство и способ анализа остатка для обнаружения системных ошибок в поведении системы воздушного судна. Технический результат - повышение точности оценки состояния системы воздушного судна.

Изобретение относится к авиации, в частности к способам управления механизацией крыла при взлете, повышающим безопасность полета самолетов транспортной категории посредством защиты закрылков и предкрылков от чрезмерных аэродинамических нагрузок.

Изобретение относится к поверхностям управления для летательного аппарата. .

Изобретение относится к авиации, а именно к системам управления посадкой. .

Изобретение относится к области систем управления летательными аппаратами. .

Изобретение относится к области управления летательными аппаратами и предназначено для снятия усилий с ручки управления летчика в режиме ручного управления и перемещения проводки управления в режиме автоматического управления.

Изобретение относится к области приводов управления аэродинамическими поверхностями управления беспилотных летательных аппаратов и может быть использовано как при создании новых, так и при модернизации существующих летательных аппаратов.

Изобретение относится к авиации - к самолетам и вертолетам. .

Изобретение относится к крылу воздушного судна, в частности крылу самолета, и к воздушному судну, снабженному этим крылом. .

Группа изобретений относится к авиации. Устройство для оценки аэродинамического коэффициента содержит средство (5) выработки командных сигналов угла отклонения. Средство (6) регистрации параметра движения управляющей поверхности на основании командного сигнала угла отклонения, средство (7) вычисления и средство (8) определения оценочного значения аэродинамического коэффициента. Устройство для обнаружения отказа/повреждения управляющей поверхности содержит средство оценки и устройство для оценки аэродинамического коэффициента. Группа изобретений направлена на выявление отказа/повреждения управляющей поверхности при одновременном уменьшении дискомфорта для пассажиров. 2 н. и 6 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.

Изобретение относится к электротехнике и может быть применено в приводах аэродинамических поверхностей летательных аппаратов. Устройство электромеханического привода интерцептора крыла самолета установлено на оси поворота, закрепленной в каркасе крыла, и имеет приводное звено многозвенного механизма, закрепленное на внутренней поверхности интерцептора. Устройство содержит многозвенный механизм, имеющий приводной вал, установленный в стойках, закрепленных в каркасе крыла, концы которого соединены муфтами с ведущими валами. По меньшей мере, один закрепленный на приводном валу кривошип с тягой соединен шарниром с первым концом тяги, второй конец которой имеет шарнир для соединения с приводным звеном интерцептора. Достигается возможность размещения электромеханического привода внутри крыла. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к приводу ходового винта. Привод содержит первую цепь нагрузки, образованную посредством ходового винта, и вторую цепь нагрузки, образованную посредством выполненного с возможностью скручивания сплошного торсиона, который расположен в ходовом винте и соединен с ним. При этом в одном положении привода сплошной торсион выполнен с возможностью воздействия на ходовой винт для инициирования вращательного движения, причем привод ходового винта содержит сенсор, предназначенный для регистрации относительного перемещения между шпинделем и сплошным торсионом. Технический результат заключается в повышении надежности работы ходового винта. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 1 ил.

Электронное управляющее устройство для органа управления движением воздушного судна, содержащее управляемый орган пилотирования. Управляемый орган пилотирования соединен с одним или более органом управления воздушным судном. Орган пилотирования установлен на несущем электромеханическом корпусе, который имеет не меньше одной степени свободы. Электромеханический корпус содержит один или более двигатель привода управляемого органа пилотирования и датчики для определения его положения. Электронное управляющее устройство содержит командно-контрольный модуль управляемого органа пилотирования. Командно-контрольный модуль содержит один или более электронный микроконтроллер. Электронный микроконтроллер вырабатывает сигналы управления двигателями приводов управляемого органа пилотирования и принимает сигналы от датчиков. Электронный микроконтроллер производит цифровую обработку сигналов от датчиков, связанных с одной второй степенью свободы первого управляемого органа и формирует сигналы в случае наличия функциональных дефектов. Достигается повышение безотказности и надежности в работе и возможность выявления любых неисправностей, которые могут повлиять на работу контуров, используемых для контроля функционирования устройства. 3 н. и 10 з.п. ф-лы, 2 табл., 11 ил.

Группа изобретений относится к авиационной технике, а именно к системам управления летательными аппаратами (ЛА). Система управления ЛА содержит вычислительное средство (15), средство управления двигателем (17), управляющее работой двигателя на основании сигнала управления тягой, средство перемещения (16) управляющей поверхности (3), осуществляющее перемещение управляющих поверхностей на основании сигнала управления углом отклонения управляющей поверхности, и средство обнаружения отказа/повреждения (18) управляющей поверхности, способное обнаруживать неисправность по меньшей мере одной из управляющих поверхностей. В случае обнаружения неисправности по меньшей мере одной из управляющих поверхностей вычислительное средство вычисляет сигнал управления тягой и сигнал управления углом отклонения управляющей поверхности. Во втором варианте система управления ЛА, помимо охарактеризованных выше средств, содержит фильтр регулирования быстродействия (23), который регулирует быстроту реакции двигателя и быстроту реакции управляющих поверхностей. Достигается обеспечение устойчивости полета летательного аппарата. 4 н. и 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к тяге управления толкающе-тянущего типа, обеспечивающей управление и механическую опору и применяемой в самолетостроении. Тяга управления содержит переходник, имеющий металлический трубчатый конец, а также внутренний трубчатый корпус и внешний трубчатый корпус, изготовленные из пластика, армированного углеродными волокнами (углепластика). Внешний трубчатый корпус снаружи по конусу охватывает с геометрическим замыканием металлический конец переходника, а внутренний трубчатый корпус изнутри с геометрическим замыканием соединен с металлическим концом переходника. Внутренний трубчатый корпус в зоне контакта с внешним трубчатым корпусом покрыт с внешней стороны слоем эластомера, разделяющим их и обеспечивающим защитный и демпфирующий эффект. Достигается снижение веса, устойчивость к внешним повреждениям, сохранность неизменной жесткости и прочности, а также передачи усилий как в направлении растяжения, так и в направлении сжатия после внешнего повреждения. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Группа изобретений относится к устройству и способам управления самолетом. Самолет, оснащенный системой управления, которая содержит средство управления на основе двух законов управления, средство детектирования отказа/повреждения поверхности управления, вычислительное средство для вычисления углов и скоростей изменения углов отклонения поверхностей управления, а также для вычисления требуемых изменений моментов самолета, средство оценки необходимости выполнения переключения с одного закона управления на другой. При способе управления самолетом по первому закону управляют углами отклонения поверхностей управления, по второму закону - тягой двигателя. Производят переключение с первого закона на второй по результатам вычисления углов и скоростей изменения углов отклонения поверхностей управления с учетом результата детектирования отказа/повреждения поверхностей управления путем оценки того, превышают или нет вычисленные значения допустимые пределы измерения. Обеспечивается безопасность полета. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 3 ил., 1 табл.

Группа изобретений относится к способу формирования сигнала управления угловым движением беспилотного летательного аппарата (БПЛА) системе управления для этого способа. Для управления угловым движением БПЛА задают сигнал углового положения, измеряют сигнал углового положения и сигнал угловой скорости, путем вычитания заданного и измеренного сигналов углового положения формируют, а затем усиливают сигнал рассогласования, посредством противоизгибной фильтрации формируют выходной сигнал управления, используют два пороговых сигнала для формирования определенным образом дополнительной компоненты сигнала рассогласования и исключения ее соответственно. Система управления содержит задатчик сигнала углового положения, три блока вычитания, три усилителя, сумматор, противоизгибный фильтр, измеритель угла, измеритель угловой скорости, два формирователя модульной функции, блок выделения сигнала положительной полярности, релейный элемент с зоной нечувствительности и гистерезисной характеристикой, управляемый ключ, соединенные определенным образом. Обеспечивается устойчивость углового движения БПЛА. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх