Способ повышения безопасности полета при отказе двигателя



Способ повышения безопасности полета при отказе двигателя
Способ повышения безопасности полета при отказе двигателя
Способ повышения безопасности полета при отказе двигателя
Способ повышения безопасности полета при отказе двигателя
Способ повышения безопасности полета при отказе двигателя

 


Владельцы патента RU 2562673:

Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации (RU)
Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации (RU)

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Способ повышения безопасности полета летательного аппарата при отказе двигателя, работающего в момент отказа на максимальном или форсажном режиме и расположенного на той плоскости крыла, на которую у летательного аппарата имеется увеличивающийся угол крена, основан на использовании аэродинамических поверхностей. На возникшие из-за отказа двигателя моменты рыскания и крена воздействуют за счет дополнительно управляющихся поверхностей, расположенных на левой и правой консолях крыла, боковых поверхностях фюзеляжа, при отклонении которых изменяется картина обтекания каждой консоли крыла, фюзеляжа, приводящем к устранению моментов крена и рыскания. Это достигается изменением кривизны профиля той консоли крыла, на которой расположен отказавший двигатель, приводящей к увеличению ее подъемной силы и к уменьшению момента крена, уменьшением угла атаки путем отклонения консолей стабилизатора, и приводящей к уменьшению подъемной силы левой и правой плоскости крыла, а следовательно, и момента крена. Изобретение направлено на повышение безопасности полета. 5 ил.

 

Изобретение относится к авиации, а именно к системам управления, повышающим безопасность полета летательных аппаратов, имеющих два и более двигателей, имеющих закрылки, использующих для управления по крену элероны, для управления по рысканию руль направления, а для управления по тангажу - стабилизатор.

Известен способ парирования отказа двигателя, заключающегося в отклонении летчиком рычагов управления, направленном на компенсацию отказа двигателя в прямолинейном горизонтальном полете [Динамика полета и боевого маневрирования летательных аппаратов. Учебник. A.M. Тарасенков, В.Г. Брага. - М.: ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 1984, с. 389…391].

Известен способ парирования отказа двигателя в прямолинейном горизонтальном полете с помощью автомата курса [Самолет ЯК-28П. Книга 3. Техническое описание. Самолетные системы, взлетно-посадочные устройства и управление. Ю.А. Бардин, М.Г. Бендерский и др. - М.: Машиностроение, 1965, с. 134…135].

Недостатком таких способов является то, что они применяются для парирования отказа двигателя только в прямолинейном горизонтальном полете. Кроме того, при данных способах эффективности рулевых поверхностей: элеронов, руля направления, способных при совершении маневра ЛА с увеличивающемся углом крена парировать отказ двигателя (работающего на максимальном или форсажном режиме), расположенного на той плоскости крыла, в сторону которой осуществляется крен, может быть недостаточно. Это может привести к дальнейшему увеличению угловой скорости ωx, превышению ее ограничения и как следствие потери устойчивости и управляемости летательного аппарата.

Технической задачей изобретения является повышение безопасности полета при отказе двигателя, работающего в момент отказа на максимальном или форсажном режиме и расположенного на той плоскости крыла, на которую у летательного аппарата имеется увеличивающийся угол крена.

Решение технической задачи заявленного изобретения состоит в том, что в способе парирование отказа двигателя (работающего в момент отказа на максимальном или форсажном режиме и расположенного на той плоскости крыла, на которую у летательного аппарата имеется увеличивающийся угол крена), основанное на использовании дополнительных управляемых поверхностей (ДУП), изменении кривизны профиля крыла за счет совместного отклонения элеронов и закрылков, уменьшении угла атаки при отклонении стабилизатора, руля направления, управляющее воздействие к которым осуществляется по команде заявленного устройства. Заявленное устройство распознает отказ двигателя и в зависимости от параметров полета и режима работы отказавшего двигателя осуществляет совместное отклонение вышеуказанных рулевых поверхностей для парирования его отказа.

Применение для парирования отказа двигателя дополнительных управляющих поверхностей, изменение кривизны профиля крыла за счет совместного отклонения элеронов и закрылков, стабилизатора, руля направления, отклоняемых по команде заявленного устройства является существенным отличительным признаком заявляемого изобретения.

Технический результат изобретения заключается в повышении безопасности полета и облегчении работы летчика путем парирования отказа двигателя совместным отклонением, с помощью заявленного устройства, дополнительно управляющих поверхностей, элеронов и закрылков, изменяющих кривизну профиля крыла, стабилизатора, руля направления.

Расположение и возможное отклонение дополнительных управляющих поверхностей, элеронов, закрылков, руля направления, стабилизатора показано на фиг. 1, на фиг. 2 показана блок схема устройства, отклонение элеронов, руля направления при совершении маневра летательного аппарата (ЛА) с увеличивающимся углом крена (с угловой скоростью ( ω x 0 ) показано на фиг. 3, на фиг. 4, 5 показана схема отклонения ДУП, элеронов, закрылков, руля направления, стабилизатора для парирования отказа левого двигателя в полете.

Устройство для повышения безопасности полета при отказе двигателя 3 или 4 в полете у летательного аппарата (фиг. 1) в зависимости от числа Маха и угла атаки содержит отклоняемые с помощью гидроцилиндров 29 (фиг. 2) дополнительные управляющие поверхности 1, 2, расположенные на верхней поверхности крыла, а также ДУП 5, 6, 7, 8, отклоняемых с помощью гидроцилиндров 30 и расположенных на верхней и нижней поверхностях крыла, и дополнительные отклоняемые поверхности 13, 14, расположенные на боковых поверхностях фюзеляжа. Кроме того, устройство (фиг. 2) содержит датчики 18, 19, 20, 21, 22, 23, 24, 25, 26, 27, 28, учитывающие следующие параметры 18 - число Маха (М), 19 - угол атаки (α), 20 - угол скольжения (β), 21 - угол крена (γ), 22 - атмосферное давление, 23 - датчик положения ручек управления двигателей (РУД), 24 - датчик оборотов левого двигателя, 25 - датчик оборотов правого двигателя, 26 - датчик положения ручки управления самолетом, 27 - датчик давления, установленный на гидронасосе левого двигателя, 28 - датчик давления ,установленный на гидронасосе правого двигателя.

В устройство входят блок-система автоматического управления (САУ) 29, электромагнитные клапаны 30, управляющие подачей гидрожидкости в гидроцилиндры 31, 32, 33, осуществляющие, соответственно, отклонение дополнительных управляющих поверхностей 1, 2, 5, 6, 7, 8 на правой и левой плоскостях крыла летательного аппарата и дополнительных управляющих поверхностей 13, 14 (фиг. 1) на правой и левой боковой поверхности фюзеляжа летательного аппарата и отклоняемые с помощью гидроцилиндров 33, кроме того, электромагнитные клапаны 30 осуществляют подачу гидрожидкости в гидроцилиндры 36 выпуска закрылков 11, 12, гидроусилители 34, 35, 37, управляющие, соответственно, рулем направления 15, элеронами 9, 10, левой 16 и правой 17 консолями стабилизатора.

При отказе двигателя у ЛА, совершающего маневр с увеличивающимся углом крена на ту плоскость крыла, где расположен отказавший двигатель, вследствие действия момента от работающего двигателя My(P) возникает угол скольжения, приводящий к возникновению момента крена Mx(β) и рыскания My(β). Наибольшую опасность, с точки зрения безопасности полета, представляет момент Mx(β), способствующий дальнейшему увеличению уже имеющейся угловой скорости ωx.

Для устранения угла скольжения при отказе левого двигателя 3 у ЛА, выполняющего маневр при отклоненных элеронах 9, 10 с углом δ э 0 и имеющего угловую скорость ω x 0 (фиг. 4), значение числа Маха, углов скольжения, атаки, крена, атмосферного давления, с помощью датчиков 18, 19, 20, 21, 22 поступают на блок САУ, в котором с помощью поступаемых сигналов с датчиков 23, 24, 25, 26, 27, 28 происходит распознавание отказа двигателя.

При наличии отказа левого двигателя 3, по команде блока 29 с помощью электрогидрокранов 30 и гидроцилиндров 31, 32, 33, 36 отклоняются: ДУП 2 (фиг. 4, фиг. 5), расположенная на верхней поверхности правой консоли крыла, и синхронно отклоняемые поверхности 6, 8, расположенные на верхней и нижней поверхности той же консоли крыла, а также дополнительно управляющая поверхность 14, расположенная на правой боковой поверхности фюзеляжа, и закрылок 11. Кроме того, по поступающим сигналам с блока 29 на сервоприводы гидроусилителей 34, 35, 37, соответственно, руля направления 15, элеронов 9, 10 и правой и левой консоли стабилизатора 16 и 17, происходит отклонение руля направления с углом δ н 0 , а элероны 9 и 10 отклоняются с углом δ э 0 в противоположную сторону гидроусилителем 35, гидроусилителем 37 уменьшается угол отклонения консолей стабилизатора.

Отклонение дополнительной поверхности 2 приводит к тому, что происходит уменьшение Mx(β) вследствие падения подъемной силы правой консоли, изменение знака угла отклонения элеронов 9, 10 на противоположный приводит к дальнейшему уменьшению Mx(β). Синхронное отклонение ДУП 6, 8 приносит двойной эффект: совместное отклонение приводит к тому, что на концах консолей крыла возникает дополнительная сила лобового сопротивления, направленная назад и создающая момент, направленный на устранение угла β, а отклонение поверхности 6, поскольку она расположена на верхней поверхности крыла, также способствует уменьшению момента крена от угла скольжения. Отклонение поверхности 14 (фиг. 5), расположенной на правой боковой поверхности фюзеляжа, приводит к тому, что возникающая сила лобового сопротивления создает момент, направленный на устранение угла скольжения, а следовательно, моментов рыскания и крена. Совместное отклонение элерона 9 и закрылка 11 изменяет кривизну профиля и увеличивает подъемную силу левой плоскости, уменьшая тем самым момент крена от угла скольжения. Отклонением руля направления 15 создается момент MyH), направленный на устранение угла скольжения. Уменьшение угла отклонения стабилизатора приводит к уменьшению угла атаки и, как следствие, к уменьшению подъемной силы левой и правой плоскости крыла, а следовательно, и к уменьшению момента Mx(β).

В случае отказа правого двигателя 4 у ЛА, совершающего маневр с увеличивающимся углом крена, на правую плоскость отклоняются ДУП 1, 5, 7, 13, изменяется знак угла отклонения руля направления 15 и элеронов 9, 10, происходит изменение кривизны профиля правой консоли за счет отклонения элерона 10 и закрылка 12 (фиг. 1), аналогичным образом уменьшаются углы отклонения правой и левой консоли стабилизатора для уменьшения угла атаки. Все вышеуказанное приводит к тому, что возникают силы и моменты, направленные на устранение угла скольжения уже на левую плоскость и уменьшение момента рыскания My(β) и момента крена Mx(β) на правую плоскость.

Способ повышения безопасности полета летательного аппарата при отказе двигателя, работающего в момент отказа на максимальном или форсажном режиме и расположенного на той плоскости крыла, на которую у летательного аппарата имеется увеличивающийся угол крена, основанный на использовании аэродинамических поверхностей, отличающийся тем, что воздействуют на возникшие из-за отказа двигателя моменты рыскания и крена за счет дополнительно управляющихся поверхностей, расположенных на левой и правой консолях крыла, боковых поверхностях фюзеляжа, при отклонении которых изменяется картина обтекания каждой консоли крыла, фюзеляжа, приводящем к устранению моментов крена и рыскания, изменением кривизны профиля той консоли крыла, на которой расположен отказавший двигатель, приводящей к увеличению ее подъемной силы и к уменьшению момента крена, уменьшением угла атаки путем отклонения консолей стабилизатора, и приводящим к уменьшению подъемной силы левой и правой плоскости крыла, а следовательно, и момента крена.



 

Похожие патенты:

Бортовая информационная система транспортного средства содержит электронный блок (1), миниатюрные видеокамеры (2, 3, 4, 5), коммутатор (6), блок хранения цифровой информации (7), блок распознавания знаков (8) и радар (9), спутниковый навигатор (10), блок памяти (11), устройство управления скоростью движения (12), устройство управления направлением движения (13), устройство управления тормозной системой (14), передающее устройство (15).

Изобретение относится к системам автоматического управления (САУ) авиационно-космическими объектами, работающими, главным образом, в экстремальных условиях внешней среды.

Изобретение относится к системам управления двигателями беспилотных летательных аппаратов (БПЛА), запускаемых с авиационных носителей, в частности к способам и устройствам для управления тягой двигателей БПЛА, позволяющим обеспечивать заданную скорость или дальность полета.

Изобретение относится к погрузочно-разгрузочным машинам и системам их управления. Система управления погрузочно-разгрузочной машиной содержит носимое устройство управления и соответствующий приемник на погрузочно-разгрузочной машине.

Изобретение относится к области управления полетами планирующих беспилотных летательных аппаратов (БЛА) и может быть использовано при планировании их маршрутов и соответствующих траекторий.

Изобретение относится к устройствам управления для бортовых систем автоматического управления летательными аппаратами. Техническим результатом изобретения является повышение динамической точности управления.

Группа изобретений относится к сельскому хозяйству и может быть использована при управлении траекторией транспортного средства относительно уборочной машины при ее разгрузке на ходу в процессе уборки.

Устройство для управления самолетом, состоящее из задатчика крена, сигнал с которого поступает на сумматоры, на которые также поступает общий сигнал от системы управления вектором тяги, а сигналы с этих сумматоров усиливаются усилителями, с входов которых поступают на исполнительные механизмы сопел.

Группа изобретений относится к автономным цифровым интегрированным комплексам бортового электронного оборудования многодвигательных воздушных судов. Бортовая система информационной поддержки содержит модуль динамики взлета, модуль высотно-скоростных и метеорологических параметров, модуль летно-технических характеристик, модуль аэродинамики, модуль тяги силовых установок, модуль базы данных аэродромов и мировую базу данных рельефа подстилающей поверхности EGPWS повышенной точности в 3D формате и минимальных безопасных высот, модуль анализа и принятия решений и другие модули.

Группа изобретений относится к средствам корректировки направления движения подъемно-транспортной машины. Технический результат заключается в автоматизации выполнения маневра корректировки направления движения подъемно-транспортной машины с использованием по меньшей мере одного установленного на ней сенсорного датчика.

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам управления летательными аппаратами. Способ управления летательным аппаратом (1) с вращающейся несущей поверхностью с высокой скоростью движения, содержащим фюзеляж (2), по меньшей мере, один несущий винт (3), по меньшей мере, один тяговый винт (4) изменяемого шага, по меньшей мере, два полукрыла (11, 11'), расположенные с одной и другой стороны фюзеляжа (2), по меньшей мере, одно горизонтальное оперение (20), оборудованное подвижной поверхностью (21, 21'), и, по меньшей мере, одну силовую установку (2), приводящую во вращение упомянутый несущий винт (3) и каждый тяговый винт (4), включает определение общей подъемной силы летательного аппарата, регулирование подъемной силы каждого полукрыла (11, 11'), воздействуя на привод закрылков (12) таким образом, чтобы подъемная сила полукрыльев была равна первой заранее определенной процентной части общей подъемной силы.

Изобретение относится к воздухоплаванию. Способ управления, стабилизации и создания дополнительной подъемной силы дирижабля, имеющего корпус, хвостовое оперение, гондолу с полезным грузом и бортовые системы, характеризуется тем, что устойчивость и управляемость дирижабля для требуемых характеристик взлета, полета и посадки обеспечена путем использования на нем автожирного винта с управляемым вектором полной аэродинамической силы.

Изобретение относится к области формирования подъемной силы в воздушной среде. Способ формирования подъемной силы для подъема и перемещения груза в воздушной среде включает расположение двух основных дисков на двух сторонах транспортного корпуса с возможностью вертикального разворота.

Изобретение относится к транспортным средствам для перемещения в воздушной среде и по поверхности дороги. Способ формирования подъемной силы для подъема и перемещения груза в воздушной среде включает использование двух основных дисков на двух сторонах транспортного корпуса с возможностью вертикального разворота посредством разворотного механизма.

Изобретение относится к авиационной технике. .

Вертолет // 2246426
Изобретение относится к области авиации и может быть использовано в одновинтовых вертолетах. .

Изобретение относится к средствам управления летательным аппаратом (ЛА), а также к индикаторам, отображающим информацию о параметрах полета и ЛА. .
Комплекс бортового оборудования содержит бортовое радиоэлектронное оборудование, комплексный потолочный пульт, интегрированную систему сбора, контроля и регистрации полетной информации, систему управления общесамолетным оборудованием, систему управления комплексной системой управления, вычислительную часть маршевой силовой установки, общесамолетные системы с собственными вычислителями, подключенные к бортовой сети информационного обмена определенным образом. Бортовое радиоэлектронное оборудование содержит средства управления и индикации, вторичную систему, вычислительное ядро с шестью центральными вычислителями. Система управления общесамолетным оборудованием содержит два блока вычислителей-концентраторов, блок преобразования сигналов, блок защиты и коммутации. Система управления комплексной системой управления содержит два информационно-вычислительных комплекса. Вычислительная часть маршевой силовой установки содержит два блока управления и контроля. Общесамолетные системы с собственными вычислителями содержат контроллер системы энергоснабжения, пульт бортпроводника, контроллер системы кондиционирования воздуха, электронный блок управления вспомогательной силовой установки, контроллер системы основного и резервного питания, контроллер системы автоматического регулирования давления, контроллер системы противопожарной защиты. Все контроллеры, вычислители и блоки управления выполнены по разнородной архитектуре и подключены к бортовой сети информационного обмена. Обеспечивается безопасность полета пассажирского летательного аппарата.
Наверх