Системы управления и передачи для приведения в действие поверхностей управления, предкрылков и закрылков, тормозных щитков или интерцепторов: ..действующие автоматически, например в зависимости от показаний прибора для измерения силы ветра – B64C 13/16

Изобретение относится к системам автоматического управления обеспечения большой подъемной силы самолета с помощью пред-/закрылок (21, 22), которые выполнены с возможностью установки в различные конфигурации: для крейсерского полета, полета в зоне ожидания, взлета или посадки. Система состоит из устройства управления пред-/закрылками (26), которое посредством управляющего соединения (25) соединено с приводной системой (23, 24) пред-/закрылок (21, 22), и функционального блока (7), который соединен с устройством (26) управления пред-/закрылками для ввода рабочих команд, управляющих установкой пред-/закрылок (21, 22). Устройство (26) управления пред-/закрылками предназначено для расчета соответствующих конфигураций пред-/закрылок (21, 22), направления конфигурационного изменения, рабочих режимов скоростей переключения, взаимосвязанных с автоматизированными компонентами регулирования пред-/закрылок (21, 22) в зависимости от данных о состоянии полета и/или других существенных для управления полетом данных, при этом устройство (26) управления пред-/закрылками может также выполнять автоматическое переключение рабочих режимов для взлета и захода на посадку, и предусмотрено для автоматического формирования команд, обуславливающих изменение конфигурации в зависимости от скорости полета. Обеспечивается повышение надежности и оптимизация режимов взлёта и посадки. 2 н. и 19 з.п. ф-лы, 17 ил.

Группа изобретений относится к способу и устройству управления перестановкой подвижного стабилизатора на летательном аппарате. В способе вырабатывают сигнал отклонения руля высоты для приведения в действие силового привода руля (12) высоты. Вычисляют сигнал (IHC1) перестановки подвижного стабилизатора для приведения в действие силового привода подвижного стабилизатора таким образом, чтобы положение подвижного стабилизатора (23) следовало входному сигналу (10) отклонения руля высоты. В зависимости от управляющих состояний руля (12) высоты и/или подвижного стабилизатора (23) или параметров режима полета управляющее состояние силового привода подвижного стабилизатора сохраняют неизменным, либо силовой привод подвижного стабилизатора приводят в действие посредством сигнала (IHCMD) перестановки подвижного стабилизатора, выдаваемого в качестве команды на изменение управляющего состояния подвижного стабилизатора (23), при приведении в действие силового привода руля высоты посредством сигнала отклонения руля высоты, подаваемого в качестве команды на изменение управляющего состояния руля (12) высоты. При наличии расхождения между вычисленным сигналом (IHC1) перестановки подвижного стабилизатора и выданным в качестве команды сигналом (IHCMD) перестановки подвижного стабилизатора на сигнал отклонения руля высоты воздействуют для компенсации неизменности управляющего состояния силового привода подвижного стабилизатора. Устройство для осуществления указанного способа содержит модуль (21) вычисления сигналов перестановки подвижного стабилизатора, модуль (22) выдачи сигналов перестановки подвижного стабилизатора, модуль (30) определения переменной упреждающего управления для выработки переменной упреждающего управления рулем высоты и модуль (11) коррекции. Достигается снижение износа силового привода подвижного стабилизатора. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к области автоматического управления самолетом, в частности к системам управления, обеспечивающим автоматический режим захода на посадку. Система содержит глиссадный радиоприемник (1), датчик (2) угла тангажа, датчик (3) угловой скорости тангажа, вычислитель (4) управляющих сигналов радиомаяка, вычислитель (5) канала тангажа, линейный фильтр (6), дифференцирующее устройство (7), первое пороговое устройство (8), первое запоминающее устройство (9), первый блок (10) «чистое запаздывание», первое коммутационное устройство (11), второе запоминающее устройство (12), второе коммутационное устройство (13), третье коммутационное устройство (14), четвертое коммутационное устройство (15), первый сумматор (16), пятое коммутационное устройство (17), интегрирующее устройство (18), второй сумматор (19), второе пороговое устройство (20), логический блок (21) «ИЛИ», второй блок (22) «чистое запаздывание», третий сумматор (23), третье пороговое устройство (24), счетчик (25) времени, четвертое пороговое устройство (26), логический блок (27) «И» и шестое коммутационное устройство (28). Достигается улучшение помехозащищенности системы и повышение точности захода самолета на посадку. 1 ил.

Изобретение относится к области автоматического управления самолетом, в частности к способам управления, обеспечивающим автоматический режим захода на посадку. В способе используют систему автоматического управления с логической фильтрацией управляющего сигнала глиссадного радиомаяка. Производят линейную фильтрацию управляющего сигнала. Если скорость изменения фильтрованного сигнала глиссадного радиомаяка превышает предельно допустимое значение, запоминают данное событие. Из фильтрованного управляющего сигнала глиссадного радиомаяка формируют и запоминают сигнал на предыдущем по времени шаге квантования. Формируют область возможных значений фильтрованного управляющего сигнала глиссадного радиомаяка во времени с учетом максимально возможной скорости его изменения. Если время, в течение которого управляющий сигнал глиссадного радиомаяка принимает значения в сформированной области, меньше порогового, то в качестве управляющего сигнала глиссадного радиомаяка принимают сигнал, величина которого соответствует значению, запомненному на предыдущем по времени шаге квантования, если больше порогового, то в качестве управляющего сигнала глиссадного радиомаяка принимают сигнал, величина которого соответствует текущему значению. На основе полученного логически фильтрованного управляющего сигнала глиссадного радиомаяка и сигналов угла тангажа и угловой скорости тангажа в вычислителе системы автоматического управления формируют управляющий сигнал и подают его на привод руля высоты, посредством которого осуществляют автоматическое управление самолетом при заходе на посадку. Достигается повышение точности захода самолета на посадку. 1 ил.

Изобретение относится к способу и устройству для снижения нагрузок на конструкцию летательного аппарата. Способ включает сравнение параметра с пороговым значением параметра. Если параметр меньше или равен пороговому значению, подают сигнал, соответствующий параметру команды. Если параметр превышает пороговое значение, то разность между параметром и пороговым значением фильтруют и подают сигнал, соответствующий сумме отфильтрованной разности и значения команды, соответствующего пороговому значению. Устройство содержит средства для определения параметра команды, средства для вычисления разности между параметром команды и пороговым значением параметра команды, фильтр нижних частот, средства для определения командного сигнала. Технический результат заключается в снижении нагрузки на конструкцию летательного аппарата. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам с крыльями. Летательный аппарат содержит крылья (10), управляемые элементы (11, 12) на крыльях, датчик для измерения фактической нагрузки на крыло в любой заданный момент времени во время полета и устройство (20) управления, соединенное с датчиком и с управляемыми элементами крыльев. Причем управляемые элементы крыльев выполнены таким образом, чтобы уменьшать максимальную подъемную силу крыльев. Изобретение направлено на уменьшение веса конструкции летательного аппарата. 9 з.п. ф-лы, 2 ил.

Заявляемое изобретение относится к способам автоматического управления полетом вертолета по крену и тангажу, использующим комбинированную систему управления КСУ, содержащую систему дистанционного управления СДУ и систему автоматического управления САУ. Сигнал СДУ формируют в виде суммарного сигнала на основе сигнала, соответствующего перемещению ручки управления, и сигнала, соответствующего угловой скорости вертолета по крену или тангажу, и подают его на первый вход привода органов управления угловым положением вертолета. Управляющий сигнал САУ формируют в виде суммарного сигнала на основе сигнала, соответствующего текущему значению перемещения ручки управления, сигнала, соответствующего перемещению ручки управления в момент включения режима «ручка-угол», взятого с противоположным знаком, и сигнала, соответствующего угловому положению вертолета по крену или тангажу. Полученный суммарный сигнал динамически ограничивают посредством интегрирующего устройства, нелинейного элемента с зоной нечувствительности и ограничением и электронного автотриммера. Сформированный управляющий сигнал подают на второй вход привода. Обеспечивается устойчивость по скорости вертолета, а также постоянство градиентов управления , и максимальных значений углов крена и тангажа вертолета во всем диапазоне изменения скоростей полета. 1 ил.

Заявляемое изобретение относится к системам автоматического управления полетом вертолета по крену и тангажу, использующим комбинированную систему управления КСУ, содержащую систему дистанционного управления СДУ и систему автоматического управления САУ. Система автоматического управления угловым положением вертолета содержит датчик угла, датчик положения ручки управления, датчик угловой скорости, последовательно соединенные первый сумматор, первый вход которого соединен с выходом датчика положения ручки управления, а второй вход соединен с выходом датчика угловой скорости, и привод, второй сумматор, последовательно соединенные третий сумматор, первый вход которого соединен с выходом датчика угла, четвертый сумматор, пятый сумматор и ограничитель, выход которого соединен со вторым входом привода. В систему дополнительно введены интегрирующее устройство, нелинейный элемент с зоной нечувствительности и ограничением, электронный автотриммер и запоминающее устройство, фиксирующее значение данного сигнала в момент включения режима «ручка-угол». Обеспечивается устойчивость по скорости вертолета, а также постоянство градиентов управления , и максимальных значений углов крена и тангажа вертолета во всем диапазоне изменения скоростей полета. 1 ил.

Группа изобретений относится к области управления воздушными транспортными средствами. По первому варианту в процессе осуществления заключительной фазы захода на посадку воздушные тормоза устанавливают в некоторое первое выпущенное положение, по кривой CFAA. В функции некоторого параметра, являющегося репрезентативным для заданной высоты, и в случае захода на посадку по крутой глиссаде, обеспечивают управление переводом воздушных тормозов во второе положение, более убранное, чем первое положение, по кривой CFSA таким образом, чтобы обеспечить процесс выравнивания летательного аппарата, позволяющий сохранить по существу тот же угол атаки, соответствующий, в случае осуществления заключительной фазы захода на посадку по крутой глиссаде. Выполняют фазы выравнивания с внешними ориентирами пилотирования. По второму варианту в процессе осуществления заключительной фазы захода на посадку автоматически возбуждают постепенный перевод воздушных тормозов во второе положение, более убранное, чем первое положение, для поддержания по существу того же угла атаки летательного аппарата во время фазы последующего выравнивания летательного аппарата. Группа изобретений направлена на улучшение маневренных характеристик летательного аппарата. 2 н. и 20 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретение относится к управлению летательными аппаратами. Способ и устройство создают возможность перемещения летательного аппарата вокруг оси пилотирования с помощью общей команды пилотирования, на основе которой определяют отдельные команды управления для управления аэродинамическими поверхностями, а также отдельные команды пилотирования путем умножения на коэффициент умножения Ki. Достигается возможность математически исключать возбуждение упругих форм колебаний. 4 н. и 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области управления летательными аппаратами. В соответствии со способом для ослабления воздействия вертикальной турбулентности автоматически определяют с использованием вертикальной составляющей ветра вертикальную составляющую ветра, уровень опасности. Используется средство для автоматического вычисления команды управления для управляемого элемента, которая дает возможность минимизировать амплитуду коэффициентов нагрузки, вызванных на летательном аппарате вертикальной турбулентностью. Устройство содержит подвижный элемент, который способен к воздействию на подъемную силу летающего аппарата, средства для определения вертикальной составляющей ветра и уровня опасности, автоматического расчета и передачи команды управления, формирования проверки условия активации. Достигается возможность ослаблять воздействия вертикальной турбулентности. 4 н. и 14 з.п ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к бортовым системам дистанционного управления воздушным судном, в частности самолетом. Система содержит блок алгоритмов реконфигурации, блок выработки сигналов деградации режимов управления в формирование сообщений, блок расчета динамических коэффициентов, блок фильтрации входных сигналов, блок активации функции

_floor, блок выработки сигнала отключения автопилота, блок управления рулем высоты, блок управления стабилизатором, блок управления рулем направления, блок управления элеронами, блок управления многофункциональными спойлерами и тормозными щитками и блок управления механизацией крыла. Система осуществляет выдерживание взаимного положения закрылков и предкрылков в соответствии с фиксированными положениями рукоятки управления механизацией в основном и резервном режимах работы, а также защиту механизации крыла от чрезмерных нагрузок. Обеспечиваются защита от превышения контролируемых параметров предельных значений, включение максимального режима работы двигателя при приближении к углам сваливания, ограничение угла атаки, максимальной и минимальной перегрузки n_у , отрицательного угла тангажа, защита хвостовой части фюзеляжа от ударов о поверхность ВПП на взлете, балансировка в продольном канале, стабилизация углового положения самолета по тангажу и крену при отсутствии вмешательства летчика в управление, компенсация возмущения по моменту тангажа при изменении положения механизации крыла, режима работы двигателя и выпуске интерцепторов, отработка сигналов автоматической системы управления полетом, формирование командного сигнала на отклонение механизации крыла от ручки управления с учетом полетных ограничений. 1 з.п. ф-лы. 6 ил.

Изобретение относится к средствам управления тормозами летательного аппарата. Способ торможения характеризуется тем, что рули (8) высоты и/или регулируемый горизонтальный стабилизатор (6) устанавливают так, чтобы создать отрицательную подъемную силу (DP2) и тем самым создать момент (CDP) на кабрирование для противодействия моменту (СВ) на пикирование в результате торможения. Величина отрицательной подъемной силы (DP2) согласуется с имеющей опорную величину (Fav3) вертикальной силой, оказываемой землей на переднее шасси (12). Предложено также устройство для осуществления способа, включающее средства измерения силы и воздействия на рули высоты. Изобретения направлены на реализацию оптимального торможения при посадке. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области измерительной техники и может найти применение, в частности, для измерения воздушно-скоростных параметров траектории полета самолета, в частности таких как скоростной напор, угол атаки, коэффициент подъемной силы, массы самолета, положение центра тяжести самолета и так далее. Устройство измерения воздушно-скоростных параметров траектории полета состоит из группы датчиков перепада давления, группы функциональных преобразователей, усилителей, группы указателей. Работа устройства заключается в обработке напряжений выходных сигналов с датчиков перепада давления, установленных в соответствующих специально выбранных точках аэродинамической поверхности самолета. Измеренные сигналы с датчиков перепада давлений преобразуют с помощью функциональных преобразователей устройства и по заданным функциональным зависимостям вычисляют величины выходных напряжений функциональных преобразователей, пропорциональных искомым воздушно-скоростным параметрам траектории полета. Технический результат: расширение функциональных возможностей, повышение точности измерения. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области автоматического управления самолетом. Последовательно соединены глиссадный радиоприемник, первый сумматор, второй сумматор и ограничитель. Последовательно соединены первое дифференцирующее звено, вход которого соединен с выходом глиссадного радиоприемника, и первый фильтр, выход которого подключен ко второму входу первого сумматора. Последовательно соединены датчик угла тангажа, второе дифференцирующее звено и второй фильтр, выход которого подключен ко второму входу второго сумматора. Последовательно соединены третий сумматор, первый вход которого соединен с выходом датчика угла тангажа, а второй вход - с задатчиком форсирующего сигнала угла тангажа, изодромный фильтр, четвертый сумматор, первый масштабный блок и пятый сумматор. Последовательно соединены датчик угловой скорости тангажа, второй масштабный блок и шестой сумматор, второй вход которого связан с рулем высоты по сигналу автоматической балансировки, а выход подключен ко второму входу пятого сумматора. Кроме того, последовательно соединены седьмой сумматор, третий масштабный блок, второй ограничитель и интегрирующее устройство. Вход седьмого сумматора соединен с выходом первого ограничителя, а выход интегрирующего устройства подключен ко вторым входам четвертого и седьмого сумматоров. Принятое построение системы обеспечивает улучшение ее помехозащищенности и тем самым повышение точности автоматического захода самолета на посадку. 1 ил.

Изобретение относится к управлению траекторией движения летательных аппаратов. По предлагаемому способу для управления траекторией движения летательного аппарата вводят в его систему управления для получения заданной траектории заданные ускорения, скорости и координаты, измеряют в полете отклонения текущих параметров движения от заданных значений, определяют суммарные отклонения в виде сумм упомянутых отклонений и интегральные величины этих суммарных отклонений, а сигналы управления формируют из сумм суммарных отклонений и их интегральных величин. Устройство управления траекторией движения летательного аппарата состоит из блока навигационных систем 1, блока обработки навигационной информации 2, блоков автоматического 3 и ручного 4 управления, блока формирования сигналов управления 5 и блока индикации 6. Блок формирования сигналов управления 5 имеет продольный, вертикальный и поперечный каналы. Поперечный канал позволяет осуществлять плоский разворот летательного аппарата в горизонтальной плоскости. Устройство может работать в автоматическом, ручном и совмещенном режимах. Автоматическое управление при необходимости корректируют в полете с помощью ручного управления без выключения автоматической системы. Изобретение обеспечивает более высокую точность управления траекторией движения летательного аппарата, также позволяет упростить само управление полетом летательного аппарата. Устройство управления обладает высокой надежностью. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к авиации, в частности к системам управления самолетов-амфибий. Система содержит датчик касания воды, блок датчиков параметров движения самолета-амфибии и вычислитель для формирования сигнала автоматического отклонения руля высоты. В систему управления включен задатчик оптимальных углов тангажа, в блок датчиков параметров движения самолета-амфибии включены датчик скорости относительно воды и датчик текущего угла тангажа. В состав вычислителя включены блок стабилизации заданного угла тангажа и блок плавного подключения. Техническим результатом изобретения является улучшение характеристик безопасности и повышение мореходности. 4 ил.