Летательный аппарат



Летательный аппарат
Летательный аппарат
Летательный аппарат

 


Владельцы патента RU 2632550:

Публичное акционерное общество "Авиационная холдинговая компания "Сухой" (RU)

Изобретение относится к авиации. Самолет содержит крыло, фюзеляж, в хвостовой части которого установлено цельноповоротное вертикальное оперение (ЦПВО), выполненное в виде двух поворотных консолей с возможностью их синфазного и дифференциального поворотов, силовую установку. Консоли ЦПВО дифференциально поворачиваются вокруг осей вращения на заданные углы задней кромкой к плоскости симметрии самолета в зависимости от числа Маха и угла атаки полета самолета. Изобретение направлено на снижение симметричных нагрузок на ЦПВО, направленных к плоскости симметрии самолета, и повышение эффективности управления летательным аппаратом по крену. 4 ил.

 

Изобретение относится к авиации и может использоваться для различных самолетов, в том числе для многорежимных, эксплуатируемых как при до-, так и при сверхзвуковых скоростях полета.

Для обеспечения маневренных характеристик, устойчивости и управляемости, в том числе на больших углах атаки, используется двухкилевое вертикальное оперение (ВО): кили с отклоняемыми рулями направления или консоли цельноповоротного вертикального оперения (ЦПВО). Применение двухкилевой схемы ведет к увеличению нагрузок на ВО по сравнению с однокилевой схемой, так как к основным параметрам нагружения, обусловленным углом скольжения β и углом отклонения цельноповоротных консолей ВО δво, добавляются симметричные нагрузки, направленные к плоскости симметрии самолета, вызванные обтеканием двухкилевого ВО воздушным потоком под углом атаки а и соответствующими скосами воздушного потока за головной частью фюзеляжа самолета на различных числах Маха полета самолета.

Поэтому применение двухкилевого ВО приводит к более высокому уровню нагружения как самого ВО, так и хвостовой части фюзеляжа в зоне стыковки с ВО, что требует увеличения прочности конструкции планера самолета, что в свою очередь приводит к увеличению массы этих частей и, как следствие, к увеличению массы самолета в целом. Например, на самолетах, подобных самолетам по патентам США №№4354646 и 4538779, проблема повышенного уровня нагружения килей и хвостовой части фюзеляжа решается путем усилением конструкции килей и узлов их стыковки с фюзеляжем.

В качестве ближайшего аналога принят самолет по патенту РФ №2440916 «Самолет интегральной аэродинамической компоновки», на котором вертикальное оперение выполнено цельноповоротным с возможностью синфазного и дифференциального отклонений.

В качестве недостатка данного самолета можно указать отсутствие способа снижения постоянно действующей нагрузки на цельноповоротные консоли вертикального оперения на всех режимах в течение всего полета для обеспечения оптимального веса конструкции самолета (ВО и узлов его стыковки с фюзеляжем).

Техническим результатом, на достижение которого направлено данное изобретение, является снижение симметричных нагрузок на ВО, направленных к плоскости симметрии самолета, и повышение эффективности управления летательным аппаратом по крену.

Заявленный технический результат достигается тем, что в самолете, содержащем крыло, силовую установку, фюзеляж, в хвостовой части которого установлено цельноповоротное вертикальное оперение, выполненное в виде двух поворотных консолей с возможностью их синфазного и дифференциального поворотов, консоли ЦПВО дифференциально поворачиваются вокруг своих осей вращения на заданные углы δво диф задней кромкой к плоскости симметрии самолета в зависимости от числа Маха и угла атаки полета самолета, определяемые по формуле:

δво дифδα,

где Кδ - коэффициент, зависящий следующим образом от числа Маха полета самолета:

Кδ=-1,25° при М≤1,

Кδ=-0,75°при М>1,

М - текущее число Маха полета самолета;

Кα - коэффициент, зависящий следующим образом от угла атаки α полета самолета:

Кα=-0,1⋅α+1,0°,

причем из-за неточности отклонения консоли ЦПВО в реальном осуществлении самолета, обусловленной особенностями конструкции самолета и его системы управления, значение Кδ может колебаться в пределах ±0,25°, от указанной вычисляемой величины, а значение Кα может колебаться в пределах ±0,5°, от указанной вычисляемой величины.

При этом на правой и левой консолях ЦПВО возникают дополнительные аэродинамические силы, направленные в сторону от плоскости симметрии самолета. Это приводит к снижению симметричных аэродинамических нагрузок, действующих на консоли ЦПВО.

В дальнейшем изобретение поясняется примерами его выполнения со ссылками на прилагаемые рисунки и графики, на которых изображены:

Фиг. 1 - общий вид самолета.

Фиг. 2 - аэродинамические силы, действующие на неповернутые консоли ЦПВО.

Фиг. 3 - аэродинамические силы, действующие на консоли ЦПВО, дифференциально повернутые задней кромкой к плоскости симметрии самолета.

Фиг. 4 - зависимость аэродинамических нагрузок, действующих на консоли ЦПВО без и с их дифференциальными поворотами.

На фиг. 1 изображен самолет, на котором средняя часть фюзеляжа (1) состыкована с правой (2) и левой (3) консолями крыла, с головной (4) и хвостовой (5) частями фюзеляжа. На хвостовой части фюзеляжа установлено цельноповоротное вертикальное оперение, выполненное в виде левой (6) и правой (7) консоли. Самолет снабжен силовой установкой (не представлена).

На фиг. 2 изображены аэродинамические силы (Рво), действующие на консоли 6 и 7 ЦПВО в положении без отклонения, когда плоскости консолей ЦПВО параллельны плоскости симметрии самолета. Плоскость симметрии самолета - это условная плоскость, относительно которой симметричны правая и левая стороны самолета.

На фиг. 3 показаны аэродинамические силы (ΔРвово диф)), действующие на консоли 6 и 7 ЦПВО при их дифференциальном отклонении, когда задние кромки консолей 6 и 7 ЦПВО повернуты в сторону плоскости симметрии самолета на угол δво диф.

На фиг. 4 изображены зависимости аэродинамических нагрузок, действующих на консоли ЦПВО без (Рво) и с (ΔРвово диф)) их дифференциальными поворотами вокруг своих осей вращения на заданные углы δВО диф задней кромкой к плоскости симметрии самолета, а также суммарная аэродинамическая сила (РΣ).

Аэродинамическая нагрузка в виде аэродинамических сил, действующих на левую или правую консоль ЦПВО, определяется следующей формулой:

Рвоz во⋅q⋅Sво,

где Cz во - безразмерный коэффициент аэродинамической боковой силы, действующей на консоль ЦПВО;

q - скоростной напор;

Sво - площадь консоли ЦПВО.

где Cz0 во - безразмерный коэффициент аэродинамической боковой силы при нулевом угле атаки самолета α=0°;

Сz воα - безразмерный коэффициент аэродинамической производной боковой силы по углу атаки самолета;

α - угол атаки самолета;

Cz воβ - безразмерный коэффициент аэродинамической производной боковой силы по углу скольжения самолета;

β - угол скольжения самолета;

- безразмерный коэффициент аэродинамической производной боковой силы по синфазному углу поворота консоли ЦПВО;

δво синф - синфазный угол поворота консоли ЦПВО;

Сz вофл, ϕго, …) - безразмерный коэффициент аэродинамической боковой силы, зависящий от углов отклонения (поворота) различных органов управления: флаперонов, горизонтального оперения и др.;

Cz во(ω) - безразмерный коэффициент аэродинамической боковой силы, зависящий от угловых скоростей вращения самолета.

Все безразмерные коэффициенты зависят от числа М полета, что обусловлено формой самолета и характером обтекания самолета воздушным потоком.

На левую (6) и правую (7) консоли ЦПВО действуют симметричные аэродинамические силы, обусловленные обтеканием двухкилевого ВО воздушным потоком под углом атаки α, направленные к плоскости симметрии самолета. Зависимость этих сил от угла атаки α и числа Маха полета самолета обусловлена обтеканием самолета воздушным потоком, влиянием вихрей, сходящих с головной (4) части фюзеляжа, взаимным влиянием левой (6) и правой (7) консолей ЦПВО друг на друга, «условно» образующих стенки аэродинамического канала, внутри которого при обтекании набегающим воздушным потоком образуется зона пониженного давления. Вихри, сходящие с головной (4) части фюзеляжа, располагаются близко к корневым частям консолей ЦПВО, и создаваемые ими скосы воздушного потока порождают аэродинамические силы Рво, направленные к плоскости симметрии самолета.

В результате описанных выше явлений аэродинамическая нагрузка, действующая на консоли ЦПВО, при полете направлена в основном к плоскости симметрии самолета и достигает значительных величин.

Дифференциальные повороты консолей ЦПВО вокруг своих осей вращения на углы δво диф задней кромкой к плоскости симметрии самолета приводят к появлению дополнительных симметричных аэродинамических сил, действующих на консоли ЦПВО, и направленных в противоположных Рво направлениях, т.е. от плоскости симметрии самолета, и снижающих суммарную нагрузку РΣ (см. фиг. 3, 4):

где - безразмерный коэффициент аэродинамической производной боковой силы по дифференциальному углу поворота консоли ЦПВО;

δво диф - дифференциальный угол поворота консоли ЦПВО.

Угол дифференциального поворота консоли δво диф подбирается оптимальным образом в зависимости от числа Маха и угла атаки полета самолета:

δво дифδα,

где Кδ - коэффициент, зависящий следующим образом от числа Маха полета самолета:

Кδ=-1,25° при М≤1,

Кδ=-0,75° при М>1,

М - текущее число Маха полета самолета;

Кα - коэффициент, зависящий следующим образом от угла атаки полета самолета α:

Кα=-0,1⋅α+1,0°,

причем из-за неточности отклонения консоли ЦПВО в реальном осуществлении самолета, обусловленной особенностями конструкции самолета и его системы управления, значение Кδ может колебаться в пределах ±0,25° от указанной вычисляемой величины, а значение Кα может колебаться в пределах ±0,5° от указанной вычисляемой величины.

При этом суммарная аэродинамическая сила, действующая на консоль ЦПВО, складывается из двух компонент (без дифференциального поворота и с дифференциальным поворотом консоли)

РΣво+ΔРвово диф).

Самолет, содержащий крыло, фюзеляж, в хвостовой части которого установлено цельноповоротное вертикальное оперение (ЦПВО), выполненое в виде двух поворотных консолей с возможностью их синфазного и дифференциального поворотов, силовую установку, отличающийся тем, что угол дифференциального поворота δво диф консоли ЦПВО задней кромкой к плоскости симметрии самолета зависит от числа Маха и угла атаки полета самолета и определяется по формуле

δво диф=Kδα,

где Кδ - коэффициент, зависящий следующим образом от числа Маха полета самолета:

Кδ=-1,25° при М≤1,

Кδ=-0,75° при М>1,

М - текущее число Маха полета самолета;

Кα - коэффициент, зависящий следующим образом от угла атаки α полета самолета:

Кα=-0,1⋅α+1,0°.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к системе и способу автоматического пилотирования, способам разработки и обслуживания системы автоматического пилотирования летательного аппарата (ЛА).

Группа изобретений относится к способу и устройству формирования сигнала управления боковым движением нестационарного беспилотного летательного аппарата с адаптивно-функциональной коррекцией.

Группа изобретений относится к способу и устройству для формирования многофункционального сигнала стабилизации углового положения летательного аппарата (ЛА). Для формирования сигнала стабилизации задают сигнал углового отклонения положения ЛА, измеряют сигналы углового положения и угловой скорости ЛА, измеряют сигнал скоростного напора, формируют сигнал рассогласования между ограниченным определенным образом сигналом заданного углового отклонения и ограниченным сигналом запаздывания и преобразуют его в аналоговый сигнал, формируют суммарный сигнал на основе аналогового сигнала, ограничивают суммарный сигнал определенным образом для воздействия на рулевой привод.

Изобретение относится к области монтажа крупногабаритных объектов (3), например самолетов. Сопровождающая платформа (100) для обслуживания монтажной секции (2), закрепленной на крупногабаритном объекте (3) при его монтаже или движущейся за ним, содержит систему (1) приводов для ее перемещения, выполненную с возможностью обеспечения ее быстроходного и медленного движения, и средства (4) для автоматического бесконтактного следования за монтажной секцией (2), выполненные с возможностью автоматизированного режима управления следованием и ручного режима управления следованием.

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.

Раскрыт способ ведения мобильного робота, предусматривающий: обеспечение передатчика (110) и передачу указанным передатчиком направляющего сигнала (300) в пространственно ограниченную область (302) приема направляющего сигнала; обеспечение мобильного робота (200), включающего в себя два расположенных по соседству друг от друга датчика (210a, 210b) направляющего сигнала, каждый из которых выполнен с возможностью генерации опорного сигнала, который отражает прием этим датчиком этого направляющего сигнала; и перемещение этого робота вдоль граничного участка (306) этой области приема направляющего сигнала, в то же время поддерживая, на основе указанных опорных сигналов, состояние отслеживания, в котором первый из указанных датчиков (210a) направляющего сигнала позиционируется по существу на первой стороне указанного граничного участка (306), а второй из указанных датчиков (210b) направляющего сигнала позиционируется по существу на противоположной, второй стороне указанного граничного участка (306).

Группа изобретений относится к системам программного управления устройства автоматической очистки. Способ бесшумной работы автоматического устройства очистки заключается в том, что принимают команды бесшумной работы, планируют бесшумный маршрут, в соответствии с командой бесшумной работы, переключают в бесшумный режим и выполняют операции очистки в соответствии с бесшумным маршрутом.

Изобретение относится к способу вывода самолета в точку начала посадки. Для вывода самолета в точку начала посадки измеряют текущие координаты самолета, предварительно строят участок маршрута в виде прямой линии заданного пути, являющейся касательной к дуге предпосадочного разворота самолета для выхода на ось взлетно-посадочной полосы в точке начала посадки с курсом в направлении ее центра, доопределяют маршрут из пункта возврата дугой предварительного разворота заданного радиуса для выхода по касательной к ней прямой линией заданного пути, строят четыре возможных маршрута комбинаций право- и левостороннего предварительного и предпосадочного разворота, рассчитывают длину их пути, осуществляют полет по маршруту с минимальной длиной пути до точки начала посадки.

Изобретение относится к способу управления подводным аппаратом. Для управления подводным аппаратом измеряют текущие значения углов крена и дифферента подводного аппарата, с помощью программного устройства формируют сигналы управления движителями на основании вектора результирующей их тяги, который автоматически формируют с учетом текущих углов крена и дифферента, измеренных с помощью блока гироскопов на борту подводного аппарата, и информации программного устройства, определяющего пространственное перемещение подводного аппарата без учета текущих значений его углов крена и дифферента.

Изобретение относится к устройству оценки позиции и угла пространственной ориентации транспортного средства. Устройство задает текущий диапазон распределения частиц как предварительно определенный диапазон с помощью фильтра.

Киль // 2424946
Изобретение относится к стабилизаторам транспортных средств при перемещении в водном или воздушном пространстве. .

Изобретение относится к летательным аппаратам на воздушной подушке. .

Изобретение относится к авиации, а именно к системам управления полетом летательных аппаратов, использующих для управления по крену элероны или флаппероны и для управления по рысканию цельноповоротные кили.

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к вертолетостроению и механизмам путевого управления, в частности, и может быть использовано для улучшения летных характеристик одновинтовых вертолетов на всех режимах полета и увеличения ресурса хвостовой балки.

Изобретение относится к летательным аппаратам. .

Изобретение относится к авиации. .

Изобретение относится к авиации и может быть использовано в пассажирских и транспортных самолетах. .

Изобретение относится к области самолетостроения, в частности к легкой авиации общего назначения. .

Самолет // 2058912
Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при проектировании и постройке различных типов летательных аппаратов. .

Устройство для управления летательным аппаратом с возможностью независимого определения точного местоположения ракеты космического назначения (РКН) при возникновении нештатной или аварийной ситуации содержит блок контроля аварийности, блок локализации зон аварийности, блок двигательных установок (ДУ), блок памяти зон фазовых координат, счетно-решающий блок, блок независимого определения фазовых координат точного местоположения РКН в момент нештатной или аварийной ситуации, соединенные определенным образом. Обеспечивается возможность независимого определения точного местоположения РКН в момент аварии или нештатной ситуации. 1 ил.
Наверх