Способ управления летательным аппаратом, снабженным двигательной установкой с реактивными соплами

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.

 

Изобретение относится к управлению летательным аппаратом (ЛА) в полете с использованием реактивной силы струи двигательной установки.

Известны способы управления движением ЛА воздействием на струю газов реактивного сопла двигательной установки (И.Х.Фахрутдинов, А.В.Котельников, "Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива". М.: Машиностроение, 1987 г., стр.215-253). Наиболее простой способ управления летательным аппаратом, снабженным двигательной установкой с реактивным соплом, принятый за прототип, представлен на стр.236-239, рис.9.30а и 9.316 и заключается в периодическом введении интерцепторов реверсным приводом в различные участки по периферии газовой струи за срезом реактивного сопла, в зависимости от необходимого направления движения летательного аппарата. Интерцептор вводится в газовую струю периодически, на время создания управляющего усилия. Для управления ЛА по трем каналам (тангаж, рыскание и крен) используют восемь интерцепторов, расположенных вне реактивного сопла по его периферии. Четыре интерцептора, расположенные попарно противоположно, обеспечивают управление ЛА по курсу и тангажу, а остальные четыре, также расположенные попарно противоположно, используются для управления по крену, при этом плоскости их поверхностей, направленные навстречу потоку газов в струе, скошены под углом к оси, с попарно противоположным направлением угла скоса. Для создания управляющего момента по крену достаточен небольшой угол скоса (1-2°). Известный способ может быть реализован и при размещении нескольких реактивных сопел двигательной установки на донном срезе корпуса летательного аппарата вокруг продольной оси.

Существенными признаками прототипа, совпадающими с предлагаемым способом? являются следующие: способ управления летательным аппаратом, снабженным двигательной установкой с реактивными соплами, заключающийся 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, в зависимости от необходимого направления движения летательного аппарата.

В прототипе для управления движением ЛА используется восемь интерцепторов и восемь приводов для их вращения, что усложняет систему управления. Кроме того, для создания управляющего момента по крену площадь поверхности четырех интерцепторов используется с эффективностью 1,7-3,5% (пропорционально тангенсу угла скоса их поверхности), что увеличивает затраты энергии двигательной установки на управление по крену ЛА.

Техническим результатом, на решение которого направлено изобретение, является уменьшение количества интерцепторов и их приводов и увеличение эффективности управления интерцепторами по крену ЛА.

Для решения поставленной задачи в способе управления летательным аппаратом, снабженным двигательной установкой с реактивными соплами, заключающемся 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, в зависимости от необходимого направления движения летательного аппарата, для управления летательным аппаратом используют по меньшей мере три интерцептора, которые располагают между различными соседними реактивными соплами, и реверсным приводом обеспечивают периодический ввод каждого интерцептора в любую, необходимую для управления, газовую струю соседних с интерцептором реактивных сопел.

Отличительными признаками способа управления летательным аппаратом, снабженным двигательной установкой с реактивными соплами, являются следующие - для управления летательным аппаратом используют по меньшей мере три интерцептора, которые располагают между различными соседними реактивными соплами, и реверсным приводом обеспечивают периодический ввод каждого интерцептора в любую, необходимую для управления, газовую струю соседних с интерцептором реактивных сопел.

Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными достигается следующий технический результат: для управления движением ЛА достаточно трех интерцепторов и трех реверсных приводов, при этом уменьшаются затраты энергии на управление по крену.

Предложенное техническое решение может найти применение в космической и авиационной технике при полетах с большой скоростью, когда управление движением ЛА посредством отклонения аэродинамических поверхностей в обтекающем потоке воздуха невозможно или малоэффективно.

Сущность предлагаемого решения поясняется чертежами.

На фиг.1 представлен вид хвостовой части ЛА с установленными на донном срезе его корпуса реактивными соплами и интерцепторами.

На фиг.2 и 3 представлен вид сзади на хвостовую часть ЛА с положением интерцепторов при управлении движением ЛА по каналу рыскания в левую и правую сторону, соответственно.

На фиг.4 и 5 представлен вид сзади на хвостовую часть ЛА с положением интерцепторов при управлении движением ЛА по каналу тангажа на кабрирование (набор высоты) и на пикирование (уменьшение высоты полета), соответственно.

На фиг.6 и 7 представлен вид сзади на хвостовую часть ЛА с положением интерцепторов при управлении движением ЛА по каналу крена, по часовой стрелке и против часовой стрелки, соответственно.

Представленное на чертежах устройство содержит корпус 1, включающий систему 2 управления, двигательную установку 3 с реактивными соплами 4-6, установленными на донном срезе 7 корпуса 1 вокруг продольной оси, а также интерцепторы 8-10, установленные сбоку от реактивных сопел 4-6, за уровнем их среза, на поворотных осях 11-13, соединенных с реверсными приводами 14-16, сообщенными с системой 2 управления. Реверсный привод 14 выполнен с возможностью периодического введения интерцептора 8 в любую необходимую для управления движением ЛА газовую струю соседних с ним реактивных сопел 4 или 6. Реверсный привод 15 выполнен с возможностью периодического введения интерцептора 9 в любую необходимую для управления движением ЛА газовую струю соседних с ним реактивных сопел 4 или 5. Реверсный привод 16 выполнен с возможностью периодического введения интерцептора 10 в любую необходимую для управления движением ЛА газовую струю соседних с ним реактивных сопел 5 или 6.

Устройство работает следующим образом.

Для управления движением ЛА по каналу рыскания, налево от направления движения корпуса 1 (фиг.1), система 2 управления задействует реверсный привод 16 (фиг.2) для вращения оси 13 по часовой стрелке, а реверсные приводы 14 и 15 - для вращения осей 11 и 12 против часовой стрелки. При этом установленный на оси 13 интерцептор 10 вводится в газовую струю за срезом реактивного сопла 6, а интерцепторы 8 и 9, установленные на осях 11 и 12, вводятся в газовые струи за срезом реактивных сопел 6 и 4, соответственно. На участках стенок реактивных сопел 4 и 6 перед поверхностями стенок интерцепторов, соответственно 8-10, образуются зоны повышенного давления за счет торможения газового потока, которые формируют силу F10, действующую на стенку реактивного сопла 6 и через его крепление (на чертежах не показано) на заднюю часть корпуса 1 направо от направления его движения, момент силы F10 относительно продольной оси корпуса 1, направленный на вращение корпуса 1 против часовой стрелки, а также силу F8, действующую на противоположную стенку реактивного сопла 6, и силу F9, действующую на стенку реактивного сопла 5. При этом приводы 14 и 15 поворачивают оси 11 и 12 на меньший угол, по сравнению с углом поворота оси 13 приводом 16, таким образом, чтобы момент вращения корпуса 1 силами F8 и F9 по часовой стрелке уравновешивал момент вращения корпуса 1 силой против часовой стрелки. При этом под действием горизонтальных составляющих сил F8-F10 корпус 1 поворачивался относительно оси, перпендикулярной его продольной оси и проходящей через центр тяжести (ЛА) с направлением носовой части корпуса 1 налево от направления движения, совершая маневр по каналу рыскания в левую сторону без вращения вокруг своей оси. Изменение движения ЛА по каналу рыскания, направо от направления движения корпуса 1, фиг.3, осуществляется аналогично. Отличие заключается в том, что система 2 управления задействует привод 16 для вращения оси 13 против часовой стрелки и интерцептор 10 погружается в газовую струю реактивного сопла 5, а приводы 14 и 15 задействуются для вращения осей, соответственно 11 и 12 по часовой стрелке, обеспечивая погружение интерцепторов 8 и 9 в газовые струи реактивных сопел, соответственно 4 и 5. При этом соотношение сил F8, F9 и F10 сохраняется, а их направление меняется, обеспечивая маневр корпуса 1 ЛА по каналу рыскания, направо от направления его движения и без вращения вокруг его продольной оси. Для изменения движения ЛА по каналу тангажа вверх от направления движения корпуса 1 (фиг.4, набор высоты) приводы 14 и 15 поворачивают оси, соответственно, 11 по часовой стрелке, а 12 против часовой стрелки, на одинаковый угол, обеспечивая погружение интерцепторов 8 и 9 в газовую струю реактивного сопла 4, с формированием сил F8 и F9, направленных вниз, с наклоном к вертикальной плоскости симметрии корпуса 1. Силы F8 и F9 раскладываются на боковые составляющие F8-1 и F9-1 уравновешивающие друг друга, и вертикальные составляющие F8-2 и F9-2, которые поворачивают корпус 1 в вертикальной плоскости вокруг горизонтальной оси, проходящей через центр тяжести ЛА, с увеличением тангажа (угла наклона продольной оси корпуса 1 к горизонту). Уменьшение угла тангажа осуществляется аналогично. Отличие заключается в том, что система 2 (фиг.1) управления ЛА задействует приводы 14 и 15 (фиг.5) для вращения осей, соответственно, 11 против часовой стрелки, и 12 по часовой стрелке, при этом интерцепторы 8 и 9 погружаются в газовые струи реактивных сопел, соответственно, 6 и 5 (фиг.5), силы F8 и F9, направлены вверх, под углом к вертикальной плоскости симметрии корпуса 1 ЛА, а их вертикальные составляющие F8-2 и F9-2 обеспечивают поворот корпуса 1 в вертикальной плоскости относительно горизонтальной оси, проходящей через центр тяжести корпуса 1, с уменьшением угла тангажа. Для управления по каналу крена, с поворотом корпуса 1 вокруг продольной оси по часовой стрелке, система 2 (фиг.1) управления задействует приводы 14-16 (фиг.6) для поворота осей, соответственно, 11-13 против часовой стрелки на одинаковый угол, при этом интерцепторы 8-10 погружаются в газовые струи реактивных сопел, соответственно, 6, 4 и 5, с формированием сил, соответственно F8 - F10, их равнодействующая сила (векторная сумма равна нулю), а действующий на корпус 1 момент вращения, относительно его продольной оси равный сумме произведений величины каждой силы на кратчайшее расстояние (перпендикуляр) от точки ее приложения до продольной оси корпуса 1, поворачивает корпус 1 вокруг его продольной оси по часовой стрелке. Управление по каналу крена с поворотом корпуса 1 вокруг продольной оси против часовой стрелки осуществляется аналогично. Отличие заключается в том, что система 2 (фиг.1) управления ЛА задействует приводы 14-16 (фиг.7) для поворота осей, соответственно, 11-13 по часовой стрелке на одинаковый угол, при этом интерцепторы 8-10 погружаются в газовые струи реактивных сопел, соответственно, 4, 5 и 6, с формированием сил F8 - F10, поворачивающих корпус 1 вокруг его продольной оси против часовой стрелки. Возможны также и более сложные варианты управления движением ЛА, представляющие собой комбинацию описанных вариантов, например поворот корпуса 1 по каналу рыскания с поворотом по каналу крена, с набором высоты или снижением, при этом система 2 управления ЛА варьирует углами поворота интерцепторов 8-10 и периодом (импульсом) их введения в газовые струи реактивных сопел 4-6, обеспечивая необходимое движение ЛА.

Способ управления летательным аппаратом, снабженным двигательной установкой с реактивными соплами, заключающийся 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, в зависимости от необходимого направления движения летательного аппарата, отличающийся тем, что для управления летательным аппаратом используют по меньшей мере три интерцептора, которые располагают между различными соседними реактивными соплами, и реверсным приводом обеспечивают периодический ввод каждого интерцептора в любую, необходимую для управления, газовую струю соседних с интерцептором реактивных сопел.



 

Похожие патенты:

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.

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 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.

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).

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.

Изобретение относится к управлению траекторией полета тел, движущихся с высокими, в т. ч.

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.

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. .
Самолет снабжен конусообразным воздуховодом, расположенным по верху фюзеляжа самолета от кабины до хвоста и являющимся его неотъемлемой частью, выполненным с возможностью подачи в воздуховод части воздуха, выходящего из работающих двигателей. Конусообразный воздуховод снабжен конфузорами, выполненными с возможностью их регулируемого открытия и закрытия. Изобретение направлено на увеличение подъемной силы.

Группа изобретений относится к области систем рулевых приводов летательных аппаратов, а именно к системам комбинированных рулевых приводов, содержащих рулевую машину с аэродинамическими рулями и газодинамическое устройство управления со сверхзвуковыми соплами. По первому варианту рулевая машина и газодинамическое устройство управления снабжены соответственно первым и вторым газовыми эжекторами, содержащими низконапорные сопла, сообщенные с дополнительно установленными первым и вторым воздухозаборниками набегающего потока, высоконапорные сопла, сообщенные соответственно с первым и вторым бортовыми источниками сжатого газа, запускаемыми на начальном участке траектории полета при малых скоростных напорах набегающего потока, и камеры смешения, соединенные с каналами подвода газа соответственно к рулевой машине и газодинамическому устройству управления. По второму варианту рулевая машина и газодинамическое устройство управления снабжены соответственно первым и вторым распределительными клапанами, содержащими рабочие полости, соединенные соответственно с каналами подвода газа к рулевой машине и газодинамическому устройству управления, и клапанные регулирующие органы, каждый из которых имеет по два жестко соединенных впускных затвора, расположенных между двумя соответствующими впускными седлами, причем два впускных седла сообщены с дополнительно введенными воздухозаборниками набегающего потока, а два противоположно расположенных впускных седла сообщаются соответственно с первым и вторым бортовыми источниками сжатого газа, запускаемыми на высотном участке траектории полета при малых скоростных напорах набегающего потока. Обеспечивается повышение экономичности системы привода. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Группа изобретений относится к ракетной технике, а именно к сверхзвуковым крылатым ракетам, предназначенным для поражения наземных целей, включая легкоуязвимые площадные наземные объекты, в том числе критичные по времени мобильные цели. Способ включает введение в бортовую аппаратуру системы управления предварительно сформированное полетное задание, содержащее траекторию полета ракеты и точку прицеливания, информацию о типе поражаемой цели, пуск и полет ракеты в точку с заданными координатами при поддержании ее сверхзвуковой скорости. Полетное задание формируют по исходным данным о параметрах цели. При достижении ракетой точки с заданными координатами определяют скорость и высоту полета относительно цели с последующим определением координат точки отделения элементов дополнительного боевого снаряжения, производят отделение элементов дополнительного боевого снаряжения в этой точке, восстанавливают аэродинамический контур крылатой ракеты, производят стабилизацию крылатой ракеты, обеспечивают полет ракеты до поражения основной цели. Хранение элементов дополнительного боевого снаряжения осуществляют в отдельных контейнерах, из которых осуществляют отделение указанных элементов. Ракета содержит планер, в приборном отсеке которого размещены блоки бортовой аппаратуры системы управления, боевое снаряжение. В передней части ракеты установлено дополнительное боевое снаряжение, состоящее из отдельных элементов, выполненных в виде статически устойчивых модулей, размещенных в отдельных контейнерах, с возможностью отделения элементов от ракеты в расчетный момент времени. В задней части контейнеров размещены заглушки с возможностью их продольного перемещения вдоль контейнера под действием пороховых газов и фиксации на корпусе ракеты. Передняя часть заглушки выполнена с профилем, аналогичным профилю соответствующей части аэродинамического контура ракеты. Увеличиваются боевые возможности и эффективность в поражении рассредоточенных целей, сохраняется управляемость ракеты вплоть до достижения цели. 2 н. и 22 з.п. ф-лы, 12 ил.

Дистанционная резервированная система автоматизированного модального управления в продольном канале маневренных пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов содержит ручку пилота/задатчик тангажа, вычислитель автопилота угла тангажа, сервопривод, датчик угла тангажа, ограничитель предельных режимов, датчик угловой скорости тангажа, блок балансировки, вычислитель алгоритма модального управления (ВАМУ), систему воздушных сигналов, датчик линейных ускорений, идентификатор угла атаки, соединенные определенным образом. Сервопривод содержит гидропривод и селектор минимального сигнала. Ограничитель предельных режимов содержит задатчик максимального угла атаки и вычислитель автомата ограничения угла атаки. ВАМУ содержит блок формирования сигнала усредненного приведенного коэффициента подъемной силы, программный блок передаточной функции системы по сигналу угловой скорости тангажа, блок невязки по угловой скорости тангажа, блок формирования сигнала управления. Обеспечивается повышение безопасности полета путем улучшения характеристик управления. 2 ил.

Изобретение относится к области электроэнергетики, в частности к способам управления стабилизацией устройств для диагностики состояния воздушных линий электропередач. Способ управления стабилизацией летательного аппарата вертолетного типа заключается в том, что положение летательного аппарата на канате, силовом проводе или грозозащитном тросе регулируют путем задания разницы между скоростями вращения по меньшей мере двух пар пропеллеров, расположенных на летательном аппарате по обе стороны от каната. При этом изменение угла наклона летательного аппарата относительно плоскости, перпендикулярной плоскости движения летательного аппарата, производят путем изменения скорости вращения соответствующей пары пропеллеров, так что увеличение скорости вращения пары пропеллеров, расположенной со стороны наклона, а также уменьшение скорости вращения пары пропеллеров, расположенной с противоположной стороны, вызывает пропорциональное уменьшение угла наклона летательного аппарата, и наоборот. Пары пропеллеров выполняют связанными с каркасом либо жестко, либо при помощи шарниров для обеспечения их складывания. Обеспечивается устойчивое движение летательного аппарата по канату. 4 ил.

Изобретение относится к управлению летательным аппаратом 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