Система комбинированного рулевого привода (варианты)



Система комбинированного рулевого привода (варианты)
Система комбинированного рулевого привода (варианты)
Система комбинированного рулевого привода (варианты)

Владельцы патента RU 2623762:

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) (RU)

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.

 

Изобретение относится к области систем рулевых приводов летательных аппаратов, а более конкретно к системам комбинированных рулевых приводов, содержащих рулевую машину с аэродинамическими рулями и газодинамическое устройство управления со сверхзвуковыми соплами. Техническим результатом изобретения является повышение экономичности системы привода за счет частичного питания рулевой машины и газодинамического устройства управления набегающим воздушным потоком при полете на основном участке траектории с большим скоростным напором и использования бортовых источников сжатого газа только при малых скоростных напорах этого потока на начальном или высотном участках траектории.

Известны системы воздушно-динамических рулевых приводов (ВДРП), содержащие аэродинамические рули, воздухозаборник набегающего потока и сообщенную с ним рулевую машину, снабженную электромеханическим преобразователем, пневмораспределителем с регулирующим органом, перемещаемым этим преобразователем, и объемным пневматическим двигателем с подвижным элементом, соединенным кинематически с рулями [см. патенты RU 2070714 С1, 20.12.1996 и RU 2309084 С1, 27.10.2007].

Достоинством этих систем является использование для питания рулевой машины скоростного напора набегающего воздушного потока, что позволяет исключить автономный бортовой источник рабочего тела при достаточных скоростных напорах , где ρс - плотность воздуха, Vc - скорость полета. Недостаток заключается в низкой эффективности управления летательным аппаратом в условиях малых скоростных напоров на начальном участке траектории при малой скорости полета и на высотном участке в разреженных слоях атмосферы, где управление с помощью аэродинамических рулей недостаточно эффективно.

Этого недостатка лишена выбранная в качестве прототипа известная система комбинированного рулевого привода, реализующая помимо аэродинамического газодинамический способ управления, который основан на создании дополнительного управляющего воздействия на летательный аппарат за счет реакции газа, истекающего из противоположно направленных сверхзвуковых сопел в окружающую среду при малых скоростных напорах набегающего потока [см. Кашин В.М., Лифиц А.Л. Методологические основы проектирования переносных зенитных ракетных комплексов / В.М. Кашин, А.И. Лифиц. - М.: Наука, 2013. - С. 33, рис. 1.15].

Данная система комбинированного рулевого привода содержит аэродинамические рули, первый бортовой источник сжатого газа и сообщенную с ним рулевую машину, снабженную электромеханическим преобразователем, первым газораспределителем с поворотным регулирующим органом, перемещаемым этим преобразователем, и объемным газовым двигателем с подвижным элементом, соединенным кинематически с рулями, второй бортовой источник сжатого газа и сообщенное с ним газодинамическое устройство управления, снабженное вторым газораспределителем с регулирующим органом, соединенным кинематически с подвижным элементом газового двигателя, и двумя каналами отвода газа, сообщенными с противоположно направленными сверхзвуковыми соплами.

Достоинство данного прототипа заключается в возможности обеспечения эффективного управления летательным аппаратом в условиях как больших скоростных напоров набегающего потока на основном участке траектории полета, так и малых скоростных напоров на начальном участке, а при оснащении газодинамического устройства управления дополнительным источником сжатого газа и на высотном участке. Недостатком является низкая экономичность системы и, как следствие, ее большие габариты и масса, обусловленные использованием первого бортового источника сжатого газа для питания рулевой машины на продолжительном основном участке траектории полета. Очевидно, для повышения экономичности и уменьшения габаритов и массы системы комбинированного рулевого привода вместо указанного первого бортового источника для питания рулевой машины на основном участке траектории может применяться используемый в аналогах скоростной напор набегающего воздушного потока, что не является существенным отличительным признаком систем с комбинированным аэро- и газодинамическим способами управления.

Технической задачей настоящего изобретения является повышение экономичности системы комбинированного рулевого привода за счет питания рулевой машины и газодинамического устройства управления набегающим воздушным потоком на основном участке траектории и использования бортовых источников сжатого газа только при полете в условиях малых скоростных напоров этого потока на начальном или высотном участках траектории.

Решение данной задачи в случае начального участка траектории достигается тем, что в известной системе комбинированного рулевого привода, содержащей аэродинамические рули, первый бортовой источник сжатого газа и сообщенную с ним рулевую машину, снабженную электромеханическим преобразователем, первым газораспределителем с регулирующим органом, перемещаемым этим преобразователем, и объемным газовым двигателем с подвижным элементом, соединенным кинематически с рулями, второй бортовой источник сжатого газа и сообщенное с ним газодинамическое устройство управления, снабженное вторым газораспределителем с поворотным регулирующим органом, соединенным кинематически с подвижным элементом газового двигателя, и двумя каналами отвода, сообщенными с противоположно направленными сверхзвуковыми соплами, 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 при малых скоростных напорах набегающего потока, и камеры смешения, соединенные с каналами подвода газа соответственно к рулевой машине и газодинамическому устройству управления.

Решение данной задачи в случае высотного участка траектории достигается тем, что в описанной выше известной системе комбинированного рулевого привода 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.

Сущность изобретения поясняется фигурами 1, 2.

На фиг. 1 показана схема системы комбинированного рулевого привода с газовыми эжекторами.

Система комбинированного рулевого привода содержит аэродинамические рули 1, 2, первый бортовой источник 3 сжатого газа и сообщенную с ним рулевую машину 4, снабженную электромеханическим преобразователем 5, первым газораспределителем 6 с регулирующим органом 7, перемещаемым этим преобразователем, и объемным газовым двигателем 8 с подвижным элементом 9, соединенным кинематически с рулями 1, 2, второй бортовой источник 10 сжатого газа и сообщенное с ним газодинамическое устройство управления 11, снабженное вторым газораспределителем 12 с поворотным регулирующим органом 13, соединенным кинематически с подвижным элементом 9 газового двигателя 8, и двумя каналами 14, 15 отвода газа, соединенными с противоположно направленными сверхзвуковыми соплами 16, 17. Рулевая машина 4 и газодинамическое устройство управления 11 снабжены соответственно первым и вторым газовыми эжекторами 18, 19, содержащими низконапорные сопла 20, 21, сообщенные с дополнительно установленными первым и вторым воздухозаборниками 22, 23 набегающего потока, высоконапорные сопла 24, 25, сообщенные соответственно с первым и вторым бортовыми источниками 3, 10 сжатого газа, запускаемыми на начальном участке траектории полета при малых скоростных напорах набегающего потока, и камеры смешения 26, 27, соединенные с каналами подвода 28, 29 газа соответственно к рулевой машине 4 и газодинамическому устройству управления 11.

Описанная система с газовыми эжекторами работает на начальном участке траектории следующим образом.

При пуске летательного аппарата одновременно запускается первый бортовой источник 3 сжатого газа, поступающего через высоконапорное сопло 24 в камеру смешения 26 первого газового эжектора 18. Благодаря эффекту эжекции во входном сечении камеры 26 создается более низкое статическое давление, по сравнению с полным давлением низконапорного газа, и он под действием перепада давлений поступает из воздухозаборника 22 через низконапорное сопло 20 в камеру 26, где смешивается с высоконапорным газом, образуя на выходе камеры 26 рабочее тело в виде газовой смеси с давлением, обеспечивающим работу рулевой машины 4 с первым газораспределителем 6 и регулирующим органом 7. При одновременном запуске второго бортового источника 10 сжатого газа во втором газовом эжекторе 19 протекают аналогичные процессы, которые приводят к повышению давления в камере смешения 27, канале подвода 29 и, в конечном итоге, в каналах 14, 15 газодинамического устройства управления 11. Следует отметить, что установка камеры смешения 27 на выходе сверхзвукового сопла 25 могла бы обеспечить на начальном участке траектории полета эжекторное увеличение реактивной силы, создаваемой этой камерой, по сравнению с силой, создаваемой самим соплом [Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика: Учебник для втузов / Г.Н. Абрамович. - 3-е изд., перераб. и доп. - М.: Наука, 1969. - С. 440, рис. 9.4; С. 504, рис. 9.30]. Таким образом, установка в системе комбинированного рулевого привода газовых эжекторов 18 и 19 позволяет обеспечить достаточно эффективное управление движением летательного аппарата на начальном участке траектории, перекладывая в соответствии с командами со стороны системы управления рули 1, 2 и поворотный регулирующий орган 13 второго газораспределителя 12, открывая, в частности, вход в одно сопло 16 и закрывая в другое - 17.

Заметим, что в случае питания рулевой машины и газодинамического устройства управления одинаковым давлением в системе комбинированного рулевого привода вместо показанных на фиг. 1 пар разделенных элементов могут использоваться объединенные элементы: общий воздухозаборник, источник сжатого газа и газовый эжектор.

По окончании начального участка и работы бортовых источников 3, 10 рулевая машина 4 продолжает свою работу на основном участке траектории, используя достаточный скоростной напор набегающего потока, поступающего из воздухозаборника 22. Кроме того, в отличие от прототипа, газодинамическое устройство управления, используя набегающий поток из воздухозаборника 23, создает на основном участке некоторое дополнительное реактивное управляющее усилие, уменьшающее потребное аэродинамическое усилие, создаваемое рулями, и шарнирную нагрузку на рулевую машину.

В случае короткого начального участка траектории скорость полета и скоростной напор набегающего потока достаточно быстро возрастают, что позволяет весьма эффективно использовать газовый эжектор 18 даже с нерегулируемым баллонным источником сжатого газа, в котором давление в баллоне, питающем высоконапорное сопло 24, соответственно быстро убывает от высокого начального значения. Иначе обстоит дело на относительно длинном высотном участке траектории, где плотность воздуха в набегающем потоке по мере увеличения высоты значительно уменьшается. В этом случае вместо газовых эжекторов для питания рулевой машины 4 и газодинамического устройства управления 11 можно использовать бортовые источники сжатого газа с распределительными клапанами, отсекающими воздухозаборники с целью исключения сброса газа из источников в атмосферу.

На фиг. 2 показана схема системы комбинированного рулевого привода, в котором, в отличие от описанного выше, рулевая машина 4 и газодинамическое устройство управления 11 снабжены соответственно первым и вторым распределительными клапанами 30, 31, содержащими рабочие полости 32, 33, соединенные соответственно с каналами подвода 34, 35 газа к рулевой машине 4 и газодинамическому устройству управления 11, и клапанные регулирующие органы 36, 37, каждый из которых имеет по два жестко соединенных впускных затвора 38, 39 и 40, 41, расположенных между двумя соответствующими впускными седлами 42, 43 и 44, 45, причем два впускных седла 43, 45 сообщены с дополнительно введенными воздухозаборниками 46, 47 набегающего потока, а два противоположно расположенных впускных седла 42, 44 сообщаются соответственно с первым 3 и вторым 10 бортовыми источниками сжатого газа, запускаемыми на высотном участке траектории полета при малых скоростных напорах набегающего потока.

Описанная система с распределительными клапанами 30, 31 работает на высотном участке траектории следующим образом.

При вхождении летательного аппарата в разреженные слои атмосферы по командам из системы управления запускаются первый 3 и второй 10 бортовые источники сжатого газа, подводимого с необходимыми давлениями РИ1 и РИ2 к закрытым впускным седлам 42, 44 распределительных клапанов 30, 31. Под действием этих давлений клапанные регулирующие органы 36, 37 перебрасываются с нижних впускных седел 42, 44 на верхние 43, 45, осуществляя отсечку низконапорного газа в воздухозаборниках 46, 47 и подачу в рулевую машину 4 и газодинамическое устройство управления 11 сжатого газа с давлениями РМ и РН, обеспечивающими их функционирование.

В случае возвращения летательного аппарата в плотные слои атмосферы и окончания работы бортовых источников сжатого газа 3, 10 давления в воздухозаборниках 46, 47, действующие на клапанные регулирующие органы 36, 37 со стороны верхних впускных седел 43, 45, превысят уменьшающиеся давления со стороны нижних седел 42, 44, что вызовет переброс клапанных регулирующих органов 36, 37 на нижние впускные седла 42, 44 и подачу в рулевую машину 4 и газодинамическое устройство управления 11 набегающего потока из воздухозаборников 46, 47 с давлением, достаточным для обеспечения их функционирования на конечном участке траектории.

Заметим, что также в случае питания рулевой машины и газодинамического устройства управления одинаковым давлением в системе комбинированного рулевого привода вместо показанных на фиг. 2 пар разделенных элементов могут использоваться объединенные элементы: общий источник сжатого газа, распределительный клапан и объединенный воздухозаборник с увеличенной площадью впуска, позволяющей разместить в нем сверхзвуковой диффузор с внешним сжатием и увеличить давление на его выходе при сверхзвуковой скорости полета [Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика: Учебник для втузов / Г.Н. Абрамович. - 3-е изд., перераб. и доп. - М.: Наука, 1969. - С. 421, рис. 8.38, С. 415, рис. 8.32].

Таким образом, в предлагаемых системах комбинированного рулевого привода бортовые источники сжатого газа 3 и 10 применяются для питания рулевой машины 4 и газодинамического устройства управления 11 с целью повышения эффективности управления только на начальном или высотном участках траектории, а на продолжительном основном участке подъема летательного аппарата и на возвратном участке его спуска используется скоростной напор набегающего воздушного потока, что приводит к повышению экономичности системы по сравнению с системой, использующей для питания рулевой машины бортовой источник сжатого газа в течение всего времени полета.

В заключение отметим, что для одновременного обеспечения эффективного управления как на начальном, так и высотном участках траектории в системе комбинированного рулевого привода можно последовательно установить как эжекторы, так и распределительные клапаны со своими разделенными или объединенными бортовыми источниками сжатого газа.

1. Система комбинированного рулевого привода, содержащая аэродинамические рули, первый бортовой источник сжатого газа и сообщенную с ним рулевую машину, снабженную электромеханическим преобразователем, первым газораспределителем с регулирующим органом, перемещаемым этим преобразователем, и объемным газовым двигателем с подвижным элементом, соединенным кинематически с рулями, второй бортовой источник сжатого газа и сообщенное с ним газодинамическое устройство управления, снабженное вторым газораспределителем с поворотным регулирующим органом, соединенным кинематически с подвижным элементом газового двигателя, и двумя каналами отвода газа, соединенными с противоположно направленными сверхзвуковыми соплами, отличающаяся тем, что 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.

2. Система комбинированного рулевого привода, содержащая аэродинамические рули, первый бортовой источник газа и сообщенную с ним рулевую машину, снабженную электромеханическим преобразователем, первым газораспределителем с регулирующим органом, перемещаемым этим преобразователем, и объемным газовым двигателем с подвижным элементом, соединенным кинематически с рулями, второй бортовой источник сжатого газа и сообщенное с ним газодинамическое устройство управления, снабженное вторым газораспределителем с поворотным регулирующим органом, соединенным кинематически с подвижным элементом газового двигателя, и двумя каналами отвода газа, соединенными с противоположно направленными сверхзвуковыми соплами, отличающаяся тем, что 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.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к крылатым ракетам и способам поражения ими целей. Технический результат - разработка универсальной по целям ракеты и способов поражения ею целей.

Предложен адаптивный цифровой спектральный селектор цели. Он содержит оптико-электронный следящий гирокоординатор с тремя каналами спектроделения оптического излучения, тремя фотоприемниками, тремя импульсными усилителями с однократным дифференцированием, выходы которых подключены к амплитудным детекторам, а выходы детекторов к схеме сравнения уровней, или вычислителям отношений уровней, а выходы схемы сравнения, или вычислителей отношений - к схеме определения и формирования "стробов" принадлежности сигналов цели или помехе.

Изобретение относится к вооружению и касается систем огневого поражения воздушных объектов зенитными артиллерийскими комплексами (ЗАК). Поражение малогабаритного летательного аппарата (МГЛА) заключается в поиске, обнаружении и сопровождении зенитно-артиллерийским комплексом (ЗАК), наведении ЗАК в направление прицеливания с учетом параметров полета МГЛА и характеристик ЗАК.

Предложен способ самонаведения движущегося объекта по информации о факте визирования цели при условии совпадения направления оси локатора с направлением вектора скорости объекта.

Изобретение относится к оборонной технике и может использоваться в комплексах управляемого вооружения для поражения неподвижных целей, расположенных в глубине боевых порядков противника.

Изобретение относится к военной технике, преимущественно к тактическим и оперативно-тактическим комплексам управляемого ракетного оружия (УРО) с баллистическими (аэробаллистическими) и высотными крылатыми ракетами.

Изобретение относится к системам навигации и может быть использовано в ракетной технике. Авиационная ракета (АР) с инерциальной системой навигации с возможностью совершать вращение содержит гиродатчик угловой скорости тангажа, автоматическую систему управления со средствами автоматического управления.

Изобретение относится к способам наведения вращающегося по крену снаряда. Для инерциального наведения вращающегося по крену снаряда измеряют рассогласование между положением продольной оси снаряда и положением оси инерциального гироскопа, измеряют угловые скорости снаряда в связанной со снарядом вращающейся по крену системе координат относительно двух взаимно ортогональных поперечных осей снаряда, формируют сигнал управления рулевым приводом при превышении порогового значения рассогласования.

Заявленное изобретение относится к способам определения угла крена бесплатформенной инерциальной навигационной системы вращающегося по крену артиллерийского снаряда.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в управлении полётом ракеты. Изменяют направление потоконаправляющих поверхностей наклоном головной, хвостовой частей ракеты.
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.

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.

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 измерительной технике, а именно к устройствам для выполнения работ по проверке и регулировке автопилота вертолета, в частности автопилота АП-34Б и составных элементов автопилота.

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.

Наверх