Способ управления беспилотным летательным аппаратом и блок рулевых приводов для его осуществления



Способ управления беспилотным летательным аппаратом и блок рулевых приводов для его осуществления
Способ управления беспилотным летательным аппаратом и блок рулевых приводов для его осуществления
Способ управления беспилотным летательным аппаратом и блок рулевых приводов для его осуществления
Способ управления беспилотным летательным аппаратом и блок рулевых приводов для его осуществления
Способ управления беспилотным летательным аппаратом и блок рулевых приводов для его осуществления
Способ управления беспилотным летательным аппаратом и блок рулевых приводов для его осуществления
Способ управления беспилотным летательным аппаратом и блок рулевых приводов для его осуществления

 


Владельцы патента RU 2634609:

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)" (RU)

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.

 

Предлагаемые изобретения относятся к авиационной технике и могут быть использованы в управляемых ракетах, снарядах, бомбах и других беспилотных летательных аппаратах ЛА.

Известен способ управления беспилотными ЛА, получивший название аэродинамического, в котором регулирование вектора скорости (подъемной силы) осуществляется изменением углового положения рулевых аэродинамических поверхностей, изменяющих лобовое сопротивление набегающему потоку и создающих крутящий момент относительно центра массы, при этом изменение углового положения аэродинамических поверхностей осуществляется рулевыми машинками рулевых приводов по сигналам управления и за счет потребления энергии от силового источника энергии [1].

В способах управления, принятых за аналоги, используются электрические, гидравлические или пневматические рулевые приводы и автономные источники энергии (аккумуляторные батареи, баллоны сжатого газа).

Недостатком способов аналогов является ограниченность времени их работы по управлению полетом, обусловленная конкретным запасом энергии силового источника рулевых приводов.

Наиболее близким к заявляемому способу управления полетом (принятым за прототип) является способ управления, в котором в отличие от аналогов для управления приводами в качестве силового источника энергии используется энергия набегающего потока воздуха ([2] рис. 8, 10 стр. 140; [3]).

В способе управления полетом беспилотного ЛА, принятом за прототип, набегающий поток, попадающий в воздухозаборники, перераспределяется с помощью согнала управления в рабочие полости рулевых машинок, в которых потенциальная энергия набегающего потока преобразуется в механическую энергию поворота рулевых аэродинамических поверхностей.

В существующих рулевых машинках используемая потенциальная энергия набегающего потока определяется давлением тормозящего потока, зависящего от скорости полета и плотности воздуха:

Епот=Fh=pSh;

,

где Епот - используемая потенциальная энергия потока,

F – сила, действующая на поршень рулевой машинки,

h - ход поршневой рулевой машинки,

S - площадь поршня,

р - давление торможения набегающего потока,

ρ - плотность воздуха,

ϕ - коэффициент, характеризующий воздухозаборник,

V0 - скорость потока, равная скорости беспилотного ЛА.

Недостаток указанного способа управления заключается в ограниченности применения из-за невозможности функционирования на малых скоростях полета и на высотах с малой плотностью воздуха. Кроме того, использование для работы рулевых приводов давления торможения набегающего потока не позволяет эффективно использовать имеющуюся энергию потока.

В качестве прототипа блока рулевых приводов по совокупности существенных принципов и достигаемому эффекту выбран «Хвостовой отсек воздушно-динамических рулевых приводов» (Патент RU 2418261 [3]), содержащий корпус блока с рулевыми аэродинамическими поверхностями, внутри каждой из которых имеются каналы воздухозаборника и сброса воздуха и рулевой привод, состоящий из блока управления, рулевой поршневой машинки и маломощного источника питания в виде аккумуляторной батареи, которая может быть использована только для блока управления рулевых приводов или являться составной частью системы управления. В последнем случае она располагается в корпусе блока вне аэродинамической поверхности, как это выполнено в прототипе.

Целью заявленных изобретений является: повышение эффективности способа управления блоком рулевых приводов, реализация которого расширяет функциональные возможности беспилотного ЛА, т.е. обеспечивает ее работоспособность на малых скоростях полета и на больших высотах с повышенной эффективностью энергопотребления рулевыми приводами набегающего потока, что и расширяет область применения беспилотного ЛА.

Решения поставленной задачи в способе управления беспилотным ЛА достигается тем, что регулирование направления вектора скорости (подъемной силы) путем изменений лобового сопротивления набегающему потоку и величины вектора тяги струи сброса осуществляется внутри аэродинамических поверхностей изменением кинетической энергии (скорости) набегающего потока, в соответствии с сигналом управления, так, что при положительном сигнале управления энергия потока (скорость) увеличивается, лобовое сопротивление уменьшается, а величина вектора тяги струи сброса увеличивается, при отрицательном сигнале управления энергия потока (скорость) уменьшается, лобовое сопротивление увеличивается, а величина вектора тяги струи сброса уменьшается, и при отсутствии сигнала управления энергия потока, лобовое сопротивление и величина вектора тяги струи сброса остаются постоянными и одинаковыми, при этом регулирование величин лобовых сопротивлений и векторов тяги струй сброса достигаются рулевыми приводами за счет энергии аккумуляторной батареи, подзаряжаемой рулевыми приводами от набегающего потока в горизонтальном полете.

Использование подзарядки аккумуляторной батареи рулевыми приводами существенно увеличивает дальность полета и позволяет рулевым приводам управлять беспилотным ЛА на малых скоростях и на больших высотах.

Решение поставленной задачи предлагаемым устройством блока рулевых приводов достигается тем, что, рулевой привод выполнен из блока системы управления одной или набора рулевых машинок, расположенных последовательно или параллельно, каждая из которых выполнена в виде коаксиально расположенных электродвигателя и турбинки, при этом использован электродвигатель бесколлекторный с наружным ротором, на который насажена турбинка, к которой подведены каналы воздухозаборника и сброса воздуха, в качестве аккумуляторной батареи использована батарея с подзарядкой, клеммы которой через блок системы управления соединены с обмоткой электродвигателя, при использовании одной или несколько последовательно расположенных рулевых машинок, канал воздухозаборника и сброса воздуха выполнен в виде плоской щели, внутри аэродинамической поверхности, при использовании двух рулевых машинок, расположенных параллельно, каналы воздухозаборника и сброса воздуха выполнены в виде щелей, образованных между плоскостями аэродинамической поверхности и кожухами, расположенными параллельно плоскостям аэродинамической поверхности.

На Фиг. 1 приведена функциональная схема, поясняющая предлагаемый способ управления беспилотным ЛА.

На Фиг. 2 приведен вариант конструктивной схемы в виде продольного сечения аэродинамической поверхности с рулевым приводом, в котором канал воздухозаборника выполнен в виде щели на передней кромке аэродинамической поверхности.

На Фиг. 3 приведено увеличенное сечение А-А Фиг. 2.

На Фиг. 4 приведен вариант конструктивной схемы продольного сечения аэродинамической поверхности с двумя рулевыми приводами, расположенными последовательно.

На Фиг. 5 приведен вариант конструктивной схемы аэродинамической поверхности с рулевыми приводами, расположенными параллельно при снятом кожухе.

На Фиг. 6 приведен поперечный разрез аэродинамической поверхности с двумя рулевыми приводами, расположенными параллельно, и воздухозаборником, выполненным в виде щелей, образованных плоскостями аэродинамической поверхности и кожухами, расположенными параллельно плоскостям аэродинамической поверхности.

Предложенный способ управления заключается в (см. фиг. 1):

- отборе энергии от набегающего потока воздуха воздухозаборниками,

- задействовании аккумуляторной батареи 9 и блока системы управления (БСУ) 10,

- формировании БСУ 10 сигналов управления приводами аэродинамических поверхностей 1,

- преобразовании рулевыми приводами 1 кинетической энергии набегающего потока в энергию вращения выходных звеньев рулевых приводов, которые работают в режиме рекуперации кинетической энергии набегающего потока, в электрическую энергию и подзаряжают аккумуляторную батарею,

- по сигналу управления от БСУ 10 рулевые привода преобразуют электрическую энергию аккумуляторной батареи 9 в крутящий момент на выходном звене, соответствующий величине и знаку сигнала управления,

- суммарный момент от энергий входного набегающего потока и рулевого привода ускоряет или тормозит поток воздуха внутри аэродинамической поверхности 2, жестко закрепленной на корпусе 11,

- в зависимости от сигналов управлении, формируемых БСУ 10, каждый рулевой привод 1 создает определенную скорость потока воздуха внутри аэродинамической поверхности 2, которой соответствует лобовое сопротивление, величина вектора тяги струи сброса и поворотный момент относительно центра массы, создаваемые этой аэродинамической поверхностью, и изменение направление вектора скорости беспилотного ЛА относительно вектора тяги.

Заявленный способ управления беспилотного ЛА заключается в регулировании вектора скорости (подъемной силы) рулевыми приводами, расположенными внутри неподвижных аэродинамических поверхностей, путем изменения кинетической энергии (скорости) набегающего потока в соответствии с сигналом управления и энергии от аккумуляторной батареи.

При отсутствии сигналов управления на рулевых приводах во всех каналах воздухозаборников аэродинамических поверхностей скорость набегающего потока V0 будет зависеть от скорости полета беспилотного ЛА.

Кинетическая энергия потока выражается зависимостью:

,

где m - масса используемого воздуха,

S - площадь сечения канала,

ρ - плотность воздуха,

t - время рабочего цикла массы воздуха,

V0 - скорость потока, равная скорости полета беспилотного ЛА.

В горизонтальном полете при одинаковой скорости V0 во всех аэродинамических поверхностях направление вектора скорости беспилотного ЛА (подъемная сила) будет совпадать с направлением вектора тяги. При этом приводы работают в генераторном режиме и заряжают аккумуляторную батарею. При подаче положительного сигнала управления на один из рулевых приводов последний будет работать как двигатель (насос) и увеличивать скорость потока и его энергию:

V1=V0+k1V0;

Ek1=Ek0+k2Ek0,

где k1, k2 - коэффициенты, характеризующие скоростные характеристики насоса и потока. В результате с увеличением скорости потока лобовое сопротивление аэродинамической поверхности уменьшается, величина вектора тяги струй сброса увеличивается и вектор скорости изменит свое положение относительно вектора тяги.

При подаче отрицательного сигнала управления на один из рулевых приводов, привод будет работать как тормоз, создавая сопротивление набегающему потоку, тормозя его:

V2=V0-k1V0;

Ek1=Ek0-k2Ek0,

Уменьшение скорости потока в канале воздухозаборника увеличивает лобовое сопротивление аэродинамической поверхности, уменьшает величину вектора тяги струи сброса и приводит к отклонению вектора скорости (подъемной силы) относительно вектора тяги в противоположную сторону относительно вектора направления при положительном сигнале.

Подавая сигналы управления на рулевые приводы в определенной последовательности, можно изменять направление вектора скорости беспилотного ЛА (подъемной силы) в нужном направлении в зависимости от геометрической суммы векторов сил лобовых сопротивлений и величин векторов тяги струй сброса, создаваемых каждой рулевой поверхностью, и изменения величины вектора тяги струи сброса.

Устройство рулевого привода в одной из аэродинамических поверхностей блока рулевых приводов изображено на фиг. 2 и 3. Рулевой привод 1, встроенный в аэродинамическую поверхность 2, содержит канал воздухозаборника 3, электродвигатель, состоящий из ротора 5 и статора 6, на роторе которого может быть установлен мультипликатор 7 на основе волновой передачи с телами качения. При отсутствии мультипликатора 7 турбинка 8 размещается непосредственно на роторе 5 электродвигателя. К турбинке 8 подведены канал воздухозаборника 3 и канал сброса 4.

Воздухозаборник 3 выполнен по типу воздухозаборников тангенциальных вентиляторов - широким в плоскости, где происходит забор воздуха в атмосфере и сужающимся по мере приближения к турбинке.

На фиг. 4 изображен вариант выполнения рулевого привода 1, отличающийся от фиг. 2 и фиг. 3 тем, что в корпусе привода 1, расположенного в аэродинамической поверхности 2, размещены последовательно два исполнительных механизма.

На фиг. 5 и фиг. 6 приведен вариант выполнения рулевого привода 1, с двумя параллельно расположенными исполнительными механизмами и воздухозаборника 3, выполненного в виде щелей, образованных двумя кожухами 12, которые увеличивают площадь канала воздухозаборника 3 и расход воздуха. Предложенная компоновка расширяет функциональные возможности работы без дополнительных сопротивлений истечению газа.

Предложенные конструктивные схемы работают следующим образом. Поток воздуха из воздухозаборника 3 по воздухопроводу подается на турбинку 8, закрепленную на роторе двигателя 6. При достаточной скорости набегающего потока, отсутствии маневра и, как следствие, отсутствии управляющего сигнала, турбинка 8 будет приводиться во вращение набегающим потоком воздуха, двигатель будет работать в генераторном режиме, заряжая аккумуляторную батарею. В случае, если скорость набегающего потока недостаточна для создания управляющего усилия (запуск или совершение маневра) и при наличии положительного сигнала управления, двигатель будет раскручивать турбинку 8, увеличивая расход воздуха внутри аэродинамической поверхности, одновременно с этим будет уменьшаться лобовое сопротивление и увеличиваться величина вектора тяги струи сброса. При достижении скорости потока необходимого значения и совершении маневра, с одновременной подачей отрицательного управляющего сигнала, турбинка 8 будет тормозиться, уменьшая набегающий поток воздуха, затормаживая его, тем самым увеличивая лобовое сопротивление и уменьшая величину вектора тяги струи сброса.

Изменяя лобовое сопротивление и величину вектора тяги струи сброса, осуществляется регулирование направления вектора и управление полетом беспилотного ЛА.

В случае применения мультипликатора 7 на основе волновой передачи с телами качения двигатель будет раскручивать турбинку 8 с большей скоростью.

Таким образом, заявленный способ управления беспилотным ЛА заключается в регулировании лобового сопротивления и величины вектора тяга струй сброса рулевыми приводами, расположенными внутри неподвижных аэродинамических поверхностей, путем использования кинетической энергии набегающего потока и изменения ее величины за счет энергии подзаряжаемой аккумуляторной батареи. Заявленный способ управления повышает эффективность энергопотребления привода, т.к. используемая кинетическая энергия набегающего потока пропорциональна скорости потока в кубе, в то время как используемая в прототипе потенциальная энергия зависит от скорости потока только в квадрате. Кроме того, использование энергии подзаряжаемой рулевыми приводами аккумуляторной батареи позволяет управлять вектором скорости (подъемной силой) на малых скоростях и на больших высотах, что расширяет функциональные возможности боевого применения беспилотного ЛА.

Заявленный блок рулевых приводов, содержащий жестко закрепленные аэродинамические поверхности, внутри которых расположены рулевые приводы с рулевыми машинками, содержащими пневматический двигатель динамического действия - турбинку, использующую кинетическую энергию набегающего потока, возможно редуктор на основе волновых передач с телами качения и электрический двигатель, расположенный внутри турбинки, выполняют функции турбонасоса, что делает конструкцию простой, компактной и дешевой.

Расположение одной рулевой машинки или расположение нескольких машинок последовательно или параллельно позволяет их унифицировать для использования в беспилотных ЛА различного назначения, что существенно сократит их стоимость.

Источники информации

1. Костин С.В., Петров Б.И., Гамынин Н.С. Рулевые приводы. М.: Машиностроение, 1973. - 205 с.

2. Ветров В.В., Грязев Д.А. и др. Основы устройства и функционирования противотанковых управляемых ракет. Под общей редакцией А.Г. Шепунова. Изд-во Тул. ГУ, Тула 2006 г. - 256 стр.

3. Гусев А.В., Евтеев К.П., Фимушкин B.C. Патент №2288439. Класс В64С 13/40, F42B 10/60, F42B 15/00. Способ управления ракетой и блок рулевого привода (варианты). Опубл. 27.11.2006.

4. Бабушкин Д.П., Евтеев К.П., Кривов И.А., Кузнецов М.Ю., Никаноров Б.А., Плещеев И.Е., Фимушкин B.C., Храпов А.В. Патент №2418261. Класс F42B 25/00, F15B 15/00. Хвостовой отсек воздушно-динамических рулевых приводов для управляемых летательных аппаратов (преимущественно для управляемых авиационных бомб) и пневмодвигатель рулевого привода. Опубл. 10.05.2011.

1. Способ управления беспилотным летательным аппаратом (ЛА), включающий: задействование аккумуляторной батареи и блока системы управления, формирование системой управления сигналов управления рулевыми приводами, отбор энергии от набегающего потока воздуха и ее преобразование рулевыми приводами в энергию аэродинамических поверхностей, которые регулируют направление вектора скорости беспилотного ЛА, отличающийся тем, что регулирование направления вектора скорости (подъемной силы) путем изменений лобового сопротивления набегающему потоку и величины вектора тяги струи сброса осуществляется внутри аэродинамических поверхностей изменением кинетической энергии (скорости) набегающего потока, в соответствии с сигналом управления, так, что при положительном сигнале управления энергия потока увеличивается, лобовое сопротивление уменьшается, а величина вектора тяги струи сброса увеличивается, при отрицательном сигнале управления энергия потока уменьшается, лобовое сопротивление увеличивается, а величина вектора тяги струи сброса уменьшается, при отсутствии сигнала управления энергия потока, лобовые сопротивления сброса, создаваемые аэродинамическими поверхностями, и величины векторов тяги струй остаются одинаковыми, при этом, регулирование величин лобовых сопротивлений и векторов тяги струй сброса достигаются рулевыми приводами за счет использования энергии аккумуляторной батареи, подзаряжаемой рулевыми приводами от набегающего потока в полете.

2. Блок рулевых приводов, содержащий корпус, на котором жестко закреплены аэродинамические поверхности с каналами воздухозаборника и сброса воздуха, а внутри каждой аэродинамической поверхности размещен рулевой привод и аккумуляторная батарея, отличающийся тем, что рулевой привод выполнен из блока управления одной или набора рулевых машинок, расположенных последовательно или параллельно, каждая из которых выполнена в виде коаксиально расположенных электродвигателя и турбинки, при этом использован электродвигатель бесколлекторный с наружным ротором, на который насажена турбинка, к которой подведены каналы воздухозаборника и сброса воздуха, в качестве аккумуляторной батареи использована батарея с подзарядкой, клеммы которой через блок системы управления соединены с обмоткой электродвигателя, при использовании одной или несколько последовательно расположенных рулевых машинок, канал воздухозаборника и сброса воздуха выполнен в виде плоской щели внутри аэродинамической поверхности.

3. Блок рулевых приводов, отличающийся по п. 2 тем, что между наружным диаметром ротора и внутренним диаметром турбинки введен редуктор-мультипликатор, построенный на основе волновой передачи с телами качения по схеме с внешним волнообразователем, по которой жесткое колесо закреплено на роторе, сепаратор закреплен на статоре, а на наружный диаметр волнообразователя насажена турбинка.

4. Блок рулевых приводов, отличающийся по пп. 2, 3 тем, что при использовании двух рулевых машинок, расположенных параллельно, каналы воздухозаборника и сброса воздуха выполнены в виде щелей, образованных плоскостями аэродинамической поверхности и кожухами, расположенными параллельно плоскостям аэродинамической поверхности.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к вертикально-осевым ветроэнергетическим установкам карусельного типа. Ветроэнергетическая установка содержит подставку, генератор, устройство для преобразования крутящего момента в электрическую энергию и сообщенный с ним вертикальный вал, на котором расположены не менее двух полусферических лопастей.

Изобретение относится к ветряным двигателям. Ветроэнергетическая установка содержит, по меньшей мере, одну ветротурбину и электрогенератор 1, валы которых соединены на одной оси, установленные на устройстве подвеса.

Изобретение относится к ветросиловым установкам для преобразования ветряной энергии в электрическую энергию. Автономная ветряная электростанция содержит вертикальный вал вращения (2), у которого рабочими органами являются лопасти (3), выполненные в виде части полой сферы или части полого цилиндра, закрепленные на вертикальном валу.

Изобретение относится к ветроэнергетике, в частности к ветроэнергетической установки (ВЭУ) с использованием ветророторов барабанного типа. Модульная ветроэнергетическая установка, содержащая вертикально установленную поворотную мачту с зафиксированными на ней двумя параллельными траверсами, концы которых соединены вертикальными перекладинами, и по меньшей мере один ветромодуль, состоящий из четырех ветророторов, объединенных в пары и установленных с двух сторон от мачты.

Изобретение относится к способу получения и использования углеводородного топлива. Способ включает либо добычу СO2 из дымового газа объекта, сжигающего покупное углеводородное топливо, либо CO2 со стороны, либо добычу СО2 из воздуха, либо одновременное или частичное использование всех трех указанных источников СО2, и включающего добычу Н2 из воды способом ее электролиза с использованием электроэнергии ветровой энергетической установки (ВЭУ), с последующим соединением СО2 и Н2, реакция которых дает углеводородное топливо.

Изобретение относится к области машиностроения и предназначено для использования в гидроэнергетике, но может быть использовано и в других отраслях техники. Способ придания движения рабочему колесу состоит в том, что крутящий момент образуют с максимальным использованием реакции втекающей жидкости.

Изобретение относится к возобновляемой энергетике, в частности к ветродвигателям со складными лопастями. Циклоидный ветродвигатель со складными лопастями содержит полый вертикальный вал с установленной внутри центральной заторможенной осью, кинематически связанной с планетарным редуктором, корпус которого посредством размещенных вокруг него горизонтальных кронштейнов и расположенных в них сателлитных валов соединен с осями лопастей, противобуревый флажковый узел и флюгерный узел самоориентации лопастей на ветер с реверсивным приводом.

Изобретение относится к области ветроэнергетики. Ветроэнергетическая установка содержит по меньшей мере одну аэродинамическую поверхность в виде крыла 1 с внутренним сквозным каналом 2, в котором установлена турбина 5, соединенная с электрическим генератором.

Изобретение относится к области ветроэнергетики. Аэростатное крыло ветроэнергетического назначения содержит аэростатный модуль положительной плавучести из двух газонаполненных оболочковых баллонов в одном уровне, виндротор в составе ветроколеса и генератора, соответственно поднятого выше и опущенного ниже тех же баллонов, троса и трос-кабель, свободно вращающуюся платформу причального узла, установленные на ней две лебедки и трос-кабельную бухту.

Изобретение относится к области ветроэнергетики. Ветроэлектрическая установка содержит ротор, установленный на горизонтальном валу, генератор электрического тока, элементы крепления.

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.

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.

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.

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).

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.

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.
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.

Изобретение относится к системам управления аэродинамическими поверхностями самолетов. Исполнительный механизм системы управления содержит блок управления и рулевой привод.

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.

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.
Наверх