Исполнительный механизм системы управления

Изобретение относится к системам управления аэродинамическими поверхностями самолетов. Исполнительный механизм системы управления содержит блок управления и рулевой привод. Рулевой привод содержит тахогенератор, датчик положения ротора, двухступенчатый редуктор, шарико-винтовую пару, датчик обратной связи, соединенные определенным образом. Блок управления содержит вторичный источник электропитания, датчик потребляемого тока, приемо-передающий блок, микроконтроллер, блок управления силовыми ключами, силовой блок, блок проверки исправности микроконтроллера, блок включения режима демпфирования и торможения, соединенные определенным образом. Обеспечивается расширение функциональных возможностей электромеханического рулевого привода, повышение стабильности и точности. 3 ил.

 

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к системам управления аэродинамическими поверхностями самолетов, и может быть использовано как при создании новых, так и при модернизации существующих летательных аппаратов. Оно также может быть использовано в других областях техники, где существует потребность в точных, надежных и скоростных приводах, с регулируемой скоростью перемещения выходного штока и с обратной связью.

Известны изобретения, относящиеся к системам управления самолетов (патенты US №6827311 от 07.04.2003, US №7007897 от 22.06.2004, EP №1964771 от 26.02.2008). Система управления каждым аэродинамическим элементом включает гидравлический (или пневматический) и электромеханический приводы. Недостатком такой системы управления является использование на самолете для управления аэродинамической поверхностью как минимум двух систем генерирования и распределения энергии - электрической и гидравлической (или пневматической) систем, оснащенных аналогичными по функциональному назначению устройствами.

Существует изобретение «Рулевой привод», описанное в патенте РФ №2444463, МПК B64C 13/00, опубликованное 15.09.2010 г.

Запатентованное устройство содержит в своем составе двигатель, редуктор, размещенную в его корпусе шарико-винтовую передачу в виде ходового винта с ходовой гайкой, реечную зубчатую передачу в виде зубчатой рейки каретки, связанной с ходовой гайкой, и зубчатого сектора вала руля. При этом рулевой привод снабжен блокатором изгибных деформаций ходового винта, выполненным в виде двух пар подшипников качения, закрепленных на каретке ходовой гайки и опирающихся на корпус редуктора. Корпус редуктора в районе качения двух пар подшипников выполнен в виде двух продольных плоских направляющих, образующих между собой угол 120°…160°. Подшипники качения установлены на каретке ходовой гайки с возможностью регулирования их поджатия к продольным плоским направляющим корпуса редуктора, например, с помощью эксцентриков. Устройство предназначено для управления аэродинамическими поверхностями управления беспилотных летательных аппаратов.

Известный рулевой привод не обеспечивает возможности блокировки движения выходного штока из-за воздействия внешних сил, обладает сравнительно низкой точностью отработки командных сигналов из-за отсутствия датчика положения ротора. Привод не обеспечивает стабильность работы на различных скоростях вращения электродвигателя, не контролирует положение выходного штока привода, что приводит к ухудшению динамических характеристик ЛА. Перечисленные недостатки ограничивают использование данного привода в системах автоматического управления легких пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов.

Другим недостатком этой конструкции являются ее ограниченные функциональные возможности, в частности с помощью этого привода невозможно управлять исполнительными элементами, обладающими значительным усилием в направлении продольной оси привода, такими как закрылки, створки и т.п., что связано с обеспечением привода только вращательным моментом.

Известно другое изобретение «Электропривод», описанное в патенте РФ №2399147, МПК H02P 7/29, H02P 7/18, H02P 7/06, опубликованное 10.09.2010 г. и принятое нами за прототип.

Электропривод содержит блок управления, электродвигатель, тахогенератор, при этом блок управления содержит два компаратора, микропроцессор, RS-триггер, интегратор, три ключа, генератор тока.

Указанные элементы электрически связаны между собой так, как указано в формуле изобретения.

Недостатком этого привода является отсутствие в его составе датчика положения ротора для ограничения выбега ротора, тормозного устройства для ограничения движения штока под воздействием внешних сил, за отсутствием датчика обратной связи не контролирует положение выходного штока привода, что приводит к ухудшению динамических характеристик ЛА и, как следствие, ограничивает его использование в системах автоматического регулирования легких пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов. Другим недостатком этой конструкции являются ее ограниченные функциональные возможности. На этом приводе невозможно размещать исполнительные элементы, требующие значительных усилий в направлении продольной оси привода из-за отсутствия шарико-винтовой пары.

Целью изобретения является обеспечение высоких энергетических, динамических показателей и надежности, расширение функциональных возможностей электромеханического рулевого привода и повышение стабильности и точности в широком диапазоне изменения частоты вращения электродвигателя.

Для достижения поставленной цели в предлагаемом исполнительном механизме системы управления, включающем в себя блок управления и рулевой привод, содержащий электродвигатель и тахогенератор, согласно изобретению рулевой привод дополнительно снабжен датчиком положения ротора, двухступенчатым редуктором, шарико-винтовой парой и датчиком обратной связи положения штока, выполненными в виде отдельных секций, а блок управления содержит последовательно соединенные вторичный источник электрического питания и датчик потребляемого тока, подключенные к источнику постоянного тока, приемо-передающий блок, последовательно соединенные микроконтроллер, блок управления силовыми ключами и силовой блок, выход которого подключен к силовым обмоткам электродвигателя, и последовательно соединенные блок проверки исправности микроконтроллера и блок включения режима демпфирования и торможения, при этом выход тахогенератора подключен к первому входу микроконтроллера, второй и третий входы которого соединены с соответствующими выходами приемо-передающего устройства, четвертый вход соединен с одним из выходов датчика потребления тока, другой выход которого подключен ко второму входу силового блока, к третьему входу которого подключен выход блока включения режима демпфирования и торможения, пятый вход микроконтроллера соединен с выходом датчика обратной связи положения штока, шестой вход соединен с выходом датчика положения ротора, а выход подключен к блоку проверки исправности микроконтроллера.

Исполнительный механизм системы управления (ИМСУ) состоит из рулевого привода (РП) и блока управления приводом (БУП). По функциональному назначению это следящий электропривод, обеспечивающий реверсивное поступательное движение выходного звена, являющегося выходным штоком ИМСУ, в соответствии с управляющими сигналами. Управление ИМСУ осуществляется в режиме отработки сигнала, пропорционального заданному положению штока. Контроль перемещения производится по датчику обратной связи. Скорость вращения двигателя регулируется, стабилизируется и имеет систему торможения методом демпфирования.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где приведены:

на фиг. 1 - функциональная схема ИМСУ;

на фиг. 2 и 3 - графики результатов моделирования ИМСУ, полученные при подаче управляющих сигналов, соответствующих перемещениям штока 1 мм и 5 мм.

БУП включает в свой состав: блок 1 вторичного электропитания, датчик 2 потребления тока, приемо-передающий блок 3, микроконтроллер 4, блок 5 управления силовыми ключами, силовой блок 6, блок 7 проверки исправности микроконтроллера и блок 8 включения режима демпфирования и торможения. БУП обеспечивает регулирование и стабилизацию частоты вращения электродвигателя, торможение, измерение и ограничение уровня тока, потребляемого обмотками электродвигателя от внешнего источника, выдачу сигналов “ошибка” в критических режимах.

Ниже раскрыто назначение функциональных блоков в составе БУП.

Блок 1 вторичного электропитания предназначен для преобразования бортового напряжения питания в низковольтное напряжение питания управляющей электроники и фильтрации входных помех. Интеграция блока питания в БУПСУ эффективна с точки зрения минимизации расстояния между источником и потребителем электричества, что приводит к уменьшению потерь и лучшей помехозащищенности.

Датчик 2 потребляемого тока предназначен для формирования сигнала обратной связи по току посредством измерения амплитуды тока, потребляемого двигателем. Сигнал о потребляемом токе также используется в реализации алгоритма ограничения пускового тока двигателя.

Приемо-передающий блок 3 (ППБ) цифровых сигналов предназначен для преобразования интерфейса последовательных сигналов, поступающих от комплексной системы управления (КСУ), в сигналы с внутренним интерфейсом. Цифровой информационный обмен между ИМСУ и КСУ осуществляется по резервированным магистральным каналам информационного обмена (МКИО) в соответствии с ГОСТ. Цифровой канал информационного обмена БУП обеспечивает сопряжение с КСУ и гальваническую развязку между ИМСУ и КСУ. ППБ преобразует интерфейс последовательных сигналов, поступающих от КСУ, в сигналы с внутренним интерфейсом схемы управления. Кроме того, в зависимости от логики управления ППБ используется для выдачи сигналов ДОС, уровня потребляемого тока, скорости двигателя и других сигналов в КСУ.

Микроконтроллер 4 предназначен для управления током двигателя по результатам обработки входных сигналов программной моделью исполнительного механизма, включенной в код прошивки процессора. Входными сигналами в данном случае являются: управляющий сигнал, сигнал от датчика потребляемого тока, сигнал обратной связи по штоку, сигнал от ДПР и сигнал обратной связи по скорости (от тахогенератора). Сигнал обратной связи по скорости обеспечивает изодромную обратную связь в структурной схеме РП, что позволяет улучшить частотные характеристики механизма. Сигнал обратной связи по току позволяет обеспечить токовое управление электродвигателем и дополнительно может использоваться для реализации ограничения по току и определения критической ситуации заклинивания редуктора.

Блок 5 управления силовыми ключами предназначен для преобразования низковольтных сигналов с микроконтроллера 4 в высоковольтные сигналы управления силовыми ключами силового блока 6, встроенными по схеме трехфазного инвертора.

Силовой блок 6 предназначен для коммутации силового питания на силовые обмотки электродвигателя в зависимости от сигналов, поступающих от блока 5 управления силовыми ключами. В схеме применяют мощные полевые транзисторы, что обеспечивает низкое тепловыделение в силовой схеме.

Блок 7 проверки исправности микроконтроллера выполняет контролирующую функцию ИМСУ и осуществляет диагностику отказов механизмов электропривода и БУП.

Блок 8 включения режима демпфирования и торможения предназначен для обеспечения включения режима демпфирования выходного штока в случае отказа управляющего процессора (схема включения режима демпфирования) и для предотвращения несанкционированного перемещения штока путем отключения питания двигателя и перехода в режим демпфирования. Преимуществом применения режима демпфирования в случае отказа привода является предотвращение автоколебаний рулевой поверхности при сохранении питания от вторичного источника электрического питания и даже при отсутствии питания.

Рулевой привод предназначен для преобразования электрической энергии в энергию перемещения выходного звена и включает в свой состав бесконтактный электродвигатель 9 с тахогенератором 10 и датчиком 11 положения ротора (ДПР), двухступенчатый редуктор 12, шарико-винтовую пару 13 и ДОС 14.

Питание электродвигателя осуществляется от системы электроснабжения напряжением постоянного тока. Для управления силовыми обмотками используется встроенный датчик положения ротора (ДПР) на элементах Холла. Электродвигатель 9 приводит во вращение двухступенчатый редуктор 12. Двухступенчатый редуктор является колесно-зубчатым редуктором. Вторая ступень редуктора обеспечивает передачу крутящего момента шарико-винтовой паре 13, преобразующей вращательное движение винта в поступательное движение гайки-штока.

Информационные сигналы о положении ротора от датчика положения ротора, скорости вращения ротора от тахогенератора, размещенных в виде дополнительных секций на валу электродвигателя, и о положении штока от ДОС используются для управления электродвигателем. Двигатель вращает двухступенчатый редуктор 12 вместе с шарико-винтовой парой 13, обеспечивая требуемые скорости перемещения выходного штока, в заданном диапазоне нагрузок. Управление производится БУП в зависимости от управляющих сигналов, получаемых от КСУ, от информации с ДОС 14, сигналов от тахогенератора 10 двигателя 9 и датчика 11 положения ротора двигателя.

Связь ДОС с выходным штоком РП (исполнительным механизмом) осуществляется при помощи безлюфтовой передачи с подпружиненной разрезной шестерней, которая установлена на датчике.

ИМСУ работает следующим образом. В начале каждого вычислительного цикла осуществляется программно-аппаратный самоконтроль микроконтроллера 4. Управляющий микропроцессор микроконтроллера 4 принимает и проверяет достоверность командных слов и слов данных, поступающих по МКИО от КСУ. Каждое из оконечных устройств записывает в отведенные ему ячейки общего ОЗУ код заданного положения штока, код режима работы и признак обновления информации МКИО.

Микроконтроллер 4 считывает из памяти МКИО код сигнала заданного положения штока, код признаков режимов работы ИМСУ, а также код признаков обновления информации МКИО. После этого микроконтроллер получает информацию с датчика ДОС 14, тахогенератора 10, датчика положения ротора 11, датчика потребления тока 2 и контролирует признаки обновления получаемой информации, нахождение в установленном допуске тока обмоток электродвигателя. При наличии признаков исправности, а также при наличии признака рабочего режима, поступающего от КСУ, в микроконтроллере 4 формируется сигнал интегральной исправности.

При наличии сигнала интегральной исправности осуществляется управление электродвигателем 9. Если сигнал исправности отсутствует, то сигнал управления электродвигателем сохраняется с предыдущего шага и включается алгоритм задержки включения режима демпфирования. Если в течение заданного интервала времени повторяется сигнал интегральной неисправности, то формируется команда на включение режима демпфирования. В этом случае переход в рабочий режим будет осуществлен при наличии интегральной исправности в течение заданного интервала времени. В конце цикла микроконтроллер формирует слова состояний привода, записывает их в ОЗУ контроллера МКИО, который передает слова состояний в КСУ. Алгоритмы функционирования ИМСУ не зависят от режима полета, а определяются состоянием ИМСУ и командами КСУ.

ИМСУ реализует следующие режимы: наземный контроль, рабочий режим, режим демпфирования и режим перезапуска.

Углубленный наземный контроль реализуется с помощью КСУ, которая управляет ИМСУ, находящимся в рабочем режиме перед полетом. При этом возможна отработка контрольных значений положения штока, а работоспособность привода проверяется его алгоритмами непрерывного встроенного контроля и алгоритмами контроля КСУ.

Алгоритм контроля работоспособности каналов МКИО проверяет наличие признаков обновления информации. Если у канала отсутствует признак обновления информации, то он считается неработоспособным. В соответствующий разряд слова состояния ИМСУ записывается «1» при наличии признака обновления канала и «0» при отсутствии этого признака. Сигнал управления с микроконтроллера не обновляется, если:

- хотя бы один из признаков состояния, сформированных алгоритмом контроля, свидетельствует об отказе;

- принимают нулевое значение признаки исправности входной информации.

Если в течение заданного времени задержки сохраняется ситуация, описанная выше, то подается команда на включение режима демпфирования, и ИМСУ переходит в режим удержания штока. Также возможен переход в режим демпфирования и удержания штока по команде от КСУ.

Рулевой привод обеспечивает следующие основные функции:

- перемещение штока в заданное положение и удержание в заданном положении;

- обеспечение электродвигателем требуемого усилия выходного штока через двухступенчатый колесно-зубчатый редуктор и шарико-винтовую передачу;

- фиксацию штока по команде от КСУ в выключенном (обесточенном) состоянии или при выявлении отказа с помощью срабатывания блока включения режима демпфирования и торможения;

- ограничение перемещения выходного штока в пределах рабочего хода путем отключения питания двигателя и срабатывания блока включения режима демпфирования и торможения;

- стабилизацию скорости вращения ротора электродвигателя в заданном режиме;

- работу электропривода в следящем режиме в пределах рабочего хода штока без выхода на жесткие упоры винта и гайки.

- предотвращение несанкционированного перемещения штока путем отключения питания двигателя и срабатывания электромагнитного тормоза.

На Фиг. 2 и Фиг. 3 приведены результаты моделирования ИМСУ при подаче ступенчатых сигналов, соответствующих 1 мм и 5 мм перемещениям штока РП. Результаты моделирования показали точность, надежность срабатывания ИМСУ.

Техническим результатом предложенного изобретения является обеспечение высоких энергетических и динамических показателей, расширение функциональных возможностей электромеханического рулевого привода и повышение стабильности и точности в широком диапазоне изменения частоты вращения электродвигателя, а также повышенной точности и надежности исполнительного механизма системы управления.

Исполнительный механизм системы управления может быть использован на всех типах беспилотных и легкомоторных пилотируемых летательных аппаратах.

Исполнительный механизм системы управления, включающий в себя блок управления и рулевой привод, содержащий электродвигатель и тахогенератор, отличающийся тем, что рулевой привод дополнительно снабжен датчиком положения ротора, двухступенчатым редуктором, шарико-винтовой парой и датчиком обратной связи положения штока, выполненными в виде отдельных секций, а блок управления содержит последовательно соединенные вторичный источник электрического питания и датчик потребляемого тока, подключенные к источнику постоянного тока, приемо-передающий блок, последовательно соединенные микроконтроллер, блок управления силовыми ключами и силовой блок, выход которого подключен к силовым обмоткам электродвигателя, и последовательно соединенные блок проверки исправности микроконтроллера и блок включения режима демпфирования и торможения, при этом выход тахогенератора подключен к первому входу микроконтроллера, второй и третий входы которого соединены с соответствующими выходами приемо-передающего устройства, четвертый вход соединен с одним из выходов датчика потребления тока, другой выход которого подключен ко второму входу силового блока, к третьему входу которого подключен выход блока включения режима демпфирования и торможения, пятый вход микроконтроллера соединен с выходом датчика обратной связи положения штока, шестой вход соединен с выходом датчика положения ротора, а выход подключен к блоку проверки исправности микроконтроллера.



 

Похожие патенты:

Комплекс бортового оборудования вертолета содержит k-интеллектуальных широкоформатных индикаторов, систему управления общевертолетным оборудованием, интегрированную систему резервных приборов, информационный комплекс высотно-скоростных параметров, метеонавигационную радиолокационную станцию, интегрированную систему наблюдения, вычислительную систему вертолетовождения, комплексную систему управления, бортовой комплекс связи, радиовысотомер/доплеровский измеритель путевой скорости, аварийные спасательные радиомаяки, радиостанцию-транспондер, систему табло аварийной и уведомляющей сигнализации, систему регулирования внутрикабинного освещения, комплект внутреннего светотехнического и светосигнального оборудования, многоспектральную систему технического зрения, канал стандартного информационного обмена, видеоканал информационного обмена, бортовую вычислительную систему, бесплатформенную инерциальную навигационную систему, индикатор на лобовом стекле, систему измерения массы и центра масс, интегрированную радионавигационную систему, бортовую систему видеонаблюдения и регистрации, основной высокоскоростной отказоустойчивый канал информационного обмена, взаимодействующих определенным образом.

Исполнительный механизм системы управления содержит блок управления и рулевой привод. Рулевой привод содержит электродвигатель, тахогенератор, датчик положения ротора, электромеханический тормоз, двухступенчатый редуктор, шарико-винтовую пару, двухсекционный датчик обратной связи положения штока.

Группа изобретений относится к способу управления самолетом, способу для обозначения потенциального состояния сваливания, системе управления сваливанием. Для управления самолетом идентифицируют угол атаки, коэффициент подъемной силы, воздушную скорость аварийного оповещения для самолета определенным образом.

Группа изобретений относится к способу формирования сигнала управления угловым движением беспилотного летательного аппарата (БПЛА) системе управления для этого способа.

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.

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).

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.

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.

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.

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.
Изобретение относится к способу управления полетом летательного аппарата (ЛА). Для управления полетом ЛА выполняют вычислительные операции с резервированным процессорным определением локальных сигналов управления, передают данные по разветвленной сети из линии передачи данных, осуществляют согласование управляющих сигналов, направляют их к исполнительным органам, производят контроль исправности резервированных каналов управления, размещенных по два резерва на левом и правом борту ЛА, по результатам проверки автоматически производят реконфигурацию структуры блоков вычисления и управления, выбирают один из трех режимов управления: основной, альтернативный (упрощенный) или резервный (аварийный) в зависимости от количества обнаруженных отказов. Обеспечивается расширение функциональных возможностей управления полетом ЛА, его живучесть и отказобезопасность.

Система автоматизированного модального управления (САМУ) боковым движением летательных аппаратов содержит датчик угловой скорости крена, два изодромных фильтра, два ограничителя, четыре сумматора, два звена с зоной нечувствительности, два звена с зоной нечувствительности и ограничением, привод элеронов, элероны, датчик положения ручки управления, привод руля направления, руль направления, вычислитель алгоритма модального управления (ВАМУ), блок формирования сигналов управления, блок формирования сигнала усредненного приведенного коэффициента боковой аэродинамической силы, блок эталонной передаточной функции системы, два блока невязки, соединенные определенным образом. Обеспечивается улучшение управления летательным аппаратом в боковой плоскости. 2 ил.

Изобретение относится к способу управления вертолетом. Для управления вертолетом подают управляющие сигналы, соответствующие отклонениям автомата перекоса по циклическому шагу и общему шагу, значения амплитуд управляющих сигналов преобразуют в соответствии с определенными зависимостями, после чего на основании полученных значений формируют управляющие сигналы, подаваемые на привод каждого активного закрылка. Обеспечивается увеличение эффективности управления несущим винтом вертолета. 2 ил.

Изобретение относится к системам перемещения закрылков. Устройство обнаружения и предотвращения перекоса закрылка (1) содержит закрепленную на крыле (4) балку (2), снабженную направляющими элементами (3), и каретку (5). На балке (2) жестко закреплен толкающий механизм (7) и шарнирно установлено двуплечее коромысло (8). Первое плечо (9) соединено с первым концом (11) первой пружины (10), второй конец (12) соединен с балкой (2). Шток (17) толкающего механизма (7) упирается в конец второго плеча (16) двуплечего коромысла (8). Конец первого плеча (9) двуплечего коромысла (8) находится в зацеплении со спусковым рычагом (13), установленным на валу (15) на балке (2). На указанном валу (15) также установлен рычаг с цилиндрическим штырем, соединенным с первым концом второй пружины. Второй конец второй пружины соединен с балкой (2). С указанной балкой (2) также шарнирно соединен корпус датчика (24) положения закрылка (1). Конец штока (25) указанного датчика (24) шарнирно соединен с одним из плеч (27) двуплечего рычага (28), установленного на балке (2), второе плечо (29) которого соединено с обтекателем (33) механизма закрылка шарнирной тягой (30). Изобретение обеспечивает кратчайший путь передачи нагрузки. 8 ил.

Изобретение относится к авиационным двигателям, а более конкретно к одноступенчатым редукторам. Одноступенчатый понижающий редуктор для авиационного двигателя имеет коаксиальную пару кольцевых шестерен, коаксиальную пару прямозубых шестерен и несущий элемент, соединенный с входным валом редуктора. Делительные диаметры шестерен: у большой кольцевой - А, малой кольцевой - D, большой прямозубой - В, малой прямозубой - C. Большие шестерни и малые шестерни образуют две зацепляющиеся пары. Две шестерни одной из двух коаксиальных пар скреплены вместе, чтобы действовать эпициклически на несущем элементе. Одна шестерня из другой коаксиальной пары прикреплена к каркасу редуктора, а еще одна шестерня соединена с выходным валом. При этом А=K+i, В=К, С=K-j и D=K+i-j-j, где K, i и j - целые числа. Достигается снижение габаритов. 9 з.п. ф-лы, 7 ил., 2 табл.

Самолет содержит фюзеляж, крыло, оперение, шасси, силовую установку, комплексную систему управления. Комплексная система управления содержит вычислительный блок, приводы рулевых поверхностей и поворотных сопел силовой установки, датчики движения самолета, внутреннюю и внешнюю мультиплексные линии связи, кабельную сеть, блок преобразования сигналов, информационно-управляющую систему, вычислитель воздушно-скоростных параметров, приемники-преобразователи воздушных давлений (ППВД), ППВД во внутреннем отсеке самолета, датчики температуры заторможенного потока, блок управления шасси (БУШ), исполнительные механизмы поворота и торможения колес, датчики исполнительных механизмов поворота и торможения колес, датчики обжатия амортизаторов шасси, датчики частоты вращения шасси, соединенные определенным образом. БУШ содержит вычислители сигналов управления исполнительными механизмами поворота и торможения колес, усилители мощности. Обеспечивается снижение психофизиологической нагрузки на летчика, снижение радиолокационной заметности, улучшение массово-габаритных характеристик самолета, улучшение управляемости при движении по взлетно-посадочной полосе. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Система управления общесамолётным оборудованием с распределенным вычислительным ресурсом содержит два блока управления процессом (БУП), k-блоков защиты и коммутации (БЗК), n-блоков преобразования сигналов (БПС), два блока вычислителя-концентратора (БВК), пульт пилотов, специализированное средство управления, соединенные определенным образом при помощи основного и резервного мультиплексного каналов с общесамолетным оборудованием, бортовым радиоэлектронным оборудованием, пультом пилотов, специализированным средством управления. БУП содержит модуль приема сигналов, модуль силовых команд, модуль процессора. БЗК состоит из основного и резервного каналов, каждый из которых содержит модуль процессора, m-модулей передачи силовых команд, БВК состоит из основного и контрольного канала, каждый из которых содержит модуль приема разовых команд, модуль передатчик разовых команд, модуль вычислительный интегрированный. Каждый из БУП и основных каналы БЗК, БПС, БВК дополнительно содержат модуль распределения вычислительных ресурсов. Модуль распределения вычислительных ресурсов содержит энергонезависимую память, устройство сравнения, устройство приема команд от пульта пилотов. Обеспечивается повышение безопасности пилотирования за счет автоматизации управления и контроля общесамолётного оборудования. 2 ил.

Изобретения относятся к области авиационной техники и могут быть использованы в управляемых ракетах, снарядах и бомбах и других беспилотных летательных аппаратах (ЛА). Способ управления беспилотным ЛА осуществляется регулированием направления вектора скорости путем изменений лобового сопротивления набегающему потоку и величины вектора тяги струи сброса за счет изменения кинетической энергии набегающего потока внутри аэродинамических поверхностей, в соответствии с сигналом управления. Устройство блока рулевых приводов состоит из корпуса с жестко закрепленными аэродинамическими поверхностями с каналами воздухозаборника и сброса воздуха. Внутри каждой аэродинамической поверхности размещен рулевой привод и аккумуляторная батарея. Рулевой привод выполнен из блока управления рулевых машинок, которые выполнены в виде коаксиально расположенных электродвигателя и турбинки. Электродвигатель использован бесколлекторный с наружным ротором, на который насажена турбинка. В качестве аккумуляторной батареи использована батарея с подзарядкой. Технический результат заключается в расширении функциональных возможностях применения беспилотных ЛА на малых скоростях и больших высотах, а устройство блока рулевых приводов позволяет упростить изготовление. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к экранопланному транспорту и касается системы демпфирования продольных колебаний экраноплана по углу тангажа. Устройство демпфирования содержит штурвальную колонку с загрузочным механизмом, проводку управления с системой тяг и качалок, рулевой агрегат, датчик угловой скорости тангажа, блок усиления и контроля. При этом рулевой агрегат подключен посредством дифференциальной качалки, кинематически связанной с параллелограммным механизмом, кинематически связанным со штурвальной колонкой и рулем высоты. Сигнал, поступающий с блока усиления и контроля на рулевой агрегат, обеспечивает дополнительное отклонение рулей высоты на угол, равный произведению величин передаточного коэффициента дифференциальной качалки, передаточного коэффициента демпфера тангажа, передаточного коэффициента рулевого агрегата и угловой скорости изменения угла тангажа. Достигается улучшение характеристик устойчивости и управляемости экранопланом, обеспечение управляемости экраноплана по углу тангажа при выходе из строя рулевого агрегата, улучшение эргономичности управления за счет уменьшения частоты и амплитуды отклонения штурвальной колонки при управлении экранопланом. 3 з.п. ф-лы, 9 ил.

Система дистанционного управления вертолетом содержит два поста управления с органами управления и датчиками положения ручек управления (ДПР), четыре блока управления приводом (БУП), два интегрированных блока датчиков (ИБД), два блока преобразования сигналов (БПС), блок резервной навигации (БРН), четыре электромеханических привода, блок кворумирования сигналов резервных каналов (БКС), блок управления архитектурой (БУА), два вычислительных устройства (ВУ), комплекс бортового оборудования (КБО), соединенные определенными образом. Обеспечивается повышение надежности системы дистанционного управления путем обеспечения возможности реконфигурации оборудования. 1 ил.

Изобретение относится к системам управления аэродинамическими поверхностями самолетов. Исполнительный механизм системы управления содержит блок управления и рулевой привод. Рулевой привод содержит тахогенератор, датчик положения ротора, двухступенчатый редуктор, шарико-винтовую пару, датчик обратной связи, соединенные определенным образом. Блок управления содержит вторичный источник электропитания, датчик потребляемого тока, приемо-передающий блок, микроконтроллер, блок управления силовыми ключами, силовой блок, блок проверки исправности микроконтроллера, блок включения режима демпфирования и торможения, соединенные определенным образом. Обеспечивается расширение функциональных возможностей электромеханического рулевого привода, повышение стабильности и точности. 3 ил.

Наверх