Устройство для стабилизации крена самолета

 

СО ОЗ СОВЕТСКИХ

СОЦИАЛИСТИЧЕСКИХ

РЕСПУБЛИК (я)ю В 64 С 13/18

ГОсудАРст8енюе пАтентнОе

ВЕДОМСТВО СССР (ГОСПАТЕНТ СССР) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

К АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ (21) 1939133/23 (22) 04.07.73 (46) 23.05.93. Бюл. М 19 (71) Казанский авиационный институт (72) В.Б.Живетин (56) Боднер В.А., Козлов М.С. Стабилизация летательных аппаратов и автопилоты. Оборонгиз, 1961, с. 60. (54)(57) УСТРОЙСТВО ДЛЯ СТАБИЛИ3АЦИИ КРЕНА САМОЛЕТА, содержащее последовательно соединенные усилитель, сумматор, рулевую машину и элероны, выИзобретение может быть применено для стабилизации креновых движений крылатых летательных аппаратов, например самолетов.

На фиг.1 изображена функциональная схема предлагаемого устройства; на фиг.2— расположение датчиков давления.

Устройство для стабилизации крена самолета 1 содержит усилитель 2, сумматор 3, рулевую машину 4, элероны 5, датчики давления 6 и 7, установленные на правом крыле, датчики давления 8 и 9, установленные на левом крыле, интегратор 10, блок 11 обратной связи.

Устройство работает следующим образом. Алгебраическая сумма избыточных давлений, измеренных, например, датчиками давления 6 и 7, определяет перепад давления в месте установки датчиков (Р— P)qS = PqS где Р> и PB — коэффициенты избыточного давления на нижней и верхней поверхностях крыла;, P — коэффициент перепада давления;

q — скоростной напор;

S — площадь мембраны.

„„53J„„531332 А1 ход которых подключен к входу блока обрэг ной связи, выход которого подключен к второму входу сумматора, о т л и ч а ю щ е е с я тем, что, с целью улучшения динамических характеристик устройства, в него введен интегратор, вход которого подключен к выходу усилителя, а выход- к второму входу сумматора, и установленные по разные стороны хорды каждого крыла датчики давления, отстоящие на равные расстояния от продоль- . ной оси самолета, выходы которых соединены со входами усилителя.

К ак известно величины Р>, Р8 и P зависит от угла атаки, определяемой суммой внешнего возмущения и собственного, из. меренного между вектором скорости и про- 3 дольной осью. В линейной зоне справедливо соотношение:

Р=Аа+ В где а = а, + а ®.

А и Б — коэффициенты пропорциональ- 2 ности; а л — угол атаки между вектором путевой скорости и продольной осью самолета;

a w — приращение угла атаки, обусловленное турбулентными потоками воздуха.

Приращение давления нэ левой и пра- Ю вой полуплоскости будет включать как соб- (д ственное возмущенное движение летательного аппарата, тэк и возмущения, т.е.

ЬР- ha,+ а, Этот сигнал поступает с усилителя 2 на вход сумматора 3 и далее нэ вход рулевой машины 4 и элеронов 5, которые, воздействуя на летательный аппарат 1, возвращают его в стабилизированное положение.

531332

Я-Д

Риг.2

Составитель В.Живетин

Редактор О.Кузнецова Техред M.Mîðãåíòàë Корректор М.Куль

Заказ 1977 Тираж Подписное

ВНИИПИ Государственного комитета по изобретениям и открытиям при ГКНТ СССР

113035, Москва, Ж-35, Раушская наб., 4/5

Производственно-издательский комбинат "Патент", г. Ужгород, ул.Гагарина, 101