Системы управления и передачи для приведения в действие поверхностей управления, предкрылков и закрылков, тормозных щитков или интерцепторов: ...с помощью пневмогидравлических средств – B64C 13/40

Изобретение относится к авиации, в частности к системам торможения колес шасси. Устройство торможения колес летательного аппарата включает в себя створки (6), соединенные друг с другом шарнирами (7) и пластинами (8) и повторяющие форму нижней половины фюзеляжа (1) в хвостовой его части (4), что обеспечивает их поворот относительно друг друга при выдвижении и уборке. Крайняя наружная створка (6) соединена шарнирно с двумя криволинейными рычагами (9), закрепленными шарнирно на конструкции фюзеляжа и имеющими шарнирную связь каждый со своим гидроцилиндром (10). Убираются створки (6) в специальные направляющие (5) на шарнирных колесиках. В момент касания колесами ВПП включается подача высокого давления в гидроцилиндры (10), штоки которых выдвигаются и заставляют поворачиваться криволинейные рычаги (9), увлекая за собой крайнюю и последующие створки, выдвигая их из направляющих (5) и устанавливая в положение, в котором они отклоняют газовый поток на 90° вверх. В таком положении створки находятся до конца пробега, после чего криволинейными рычагами (9) они убираются в направляющие (5) внутри фюзеляжа. Технический результат заключается в уменьшении длины пробега летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе. 2 ил.

Изобретение предусматривает устройство и способ регулирования температуры (Т) гидравлической жидкости по меньшей мере в одном гидравлическом контуре (2) воздушного судна (1). Температура (Т) гидравлической жидкости регулируется таким образом, чтобы она всегда была выше регулируемого минимально допустимого значения (T_min) температуры, которое составляет, например, 20°С. Система снабжена управляемыми клапанами, которые закрыты во время маневра воздушного судна для регулирования температуры гидравлической жидкости. Обеспечивается надежная работа компонентов воздушного судна с гидравлическим приводом при использовании гидравлических трубопроводов малого диаметра. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к технике автоматического управления полетом летательных аппаратов и может быть использовано для улучшения функциональных характеристик привода и для быстрой адаптации систем управления при изменении свойств объектов управления. Техническим результатом является повышение надежности привода и увеличение скорости перемещения гидродвигателя. Система содержит сдвоенный исполнительный гидродвигатель, сдвоенный золотник гидродвигателя, двухсистемную рулевую машинку, сдвоенный золотник рулевой машинки, четырехобмоточный линейный электродвигатель, 4 датчика постоянного тока рулевой машинки, 4 датчика обратной связи гидродвигателя, 4 канала межмашинного обмена, 4 передатчика, 12 приемников, 4 канала адаптивного управления, каждый из которых содержит задатчик, МКО-контроллер, генератор, микроконвертер, усилитель мощности, 5 усилителей, термохолодильник, контроллер холодильника, элемент ИЛИ и корректирующее устройство с моделью, включающее процессор и PID-контроллер. 3 з.п. ф-лы, 40 ил.

Изобретение относится к области автоматики и может быть использовано в системах автоматического управления полетом летательных аппаратов. Техническим результатом является повышение чувствительности привода в области малых сигналов с одновременным расширением диапазона его регулирования и стабилизация его динамических характеристик при действии внешних возмущений нагрузки. В Электрогидравлический следящий привод введены пропорционально-дифференциальный регулятор и корректирующее устройство рулевого привода, включающее в себя первый масштабирующий усилитель, первый фильтр, пятый усилитель с регулируемым ограничением, второй интегратор, второй блок сравнения, второе дифференцирующее звено в ограниченной полосе частот, второй масштабирующий усилитель, усилитель-сумматор с регулируемым ограничением и второй фильтр, соединенные между собой и с другими узлами электрогидравлического следящего привода так, как указано в материалах заявки. 2 ил.

Изобретение относится к системам управления летательными аппаратами. Устройство для управления высотой полета самолета содержит закрылки (1), привод и датчики. Закрылки отделены от крыльев и закреплены на поворотных валах (2), установленных шарнирно на выхлопной части корпуса двигателей (4) и фюзеляже и соединенных муфтами (7) с приводным валом (8) внутри хвостовой части фюзеляжа самолета. Изобретение обеспечивает более надежное управление высотой полета, предотвращающее уход самолета в плоский штопор. 3 ил.

Привод предназначен для систем управления ракет и установок вооружения. Привод содержит сумматор, первый вход которого является входом привода, и последовательно соединенные с ним усилитель мощности, электромеханический преобразователь, гидроусилитель, дроссельный гидрораспределитель и гидродвигатель, выход которого является выходом привода, кинематически связанным с объектом управления, соединенным через элемент обратной связи с вторым входом сумматора, в который введены последовательно соединенные первый корректирующий фильтр, первый релейный элемент, дополнительный сумматор, второй корректирующий фильтр, второй релейный элемент и последовательно соединенные датчик тока и инвертор, вход первого корректирующего фильтра соединен с выходом сумматора, а выход второго релейного элемента - с входом усилителя мощности, выход которого через датчик тока и инвертор подключен ко второму входу дополнительного сумматора. Технический результат - повышение надежности. 1 ил.

Группа изобретений относится к ракетной технике и может быть использована в управляемых снарядах и ракетах комплексов высокоточного оружия. Технический результат - устранение вибрационной нагрузки на бортовые приборы системы управления ракеты при отработке рулевым приводом максимальных команд управления. Способ управления ракетой включает формирование системой управления ракеты сигнала на рулевой привод и соответствующее угловое отклонение аэродинамических рулей приводом относительно продольной оси ракеты в диапазоне между двумя максимальными значениями. В момент достижения аэродинамическими рулями максимального угла отклонения прекращают действие сигнала системы управления на рулевой привод, в котором формируют воздействие, обеспечивающее угловое отклонение аэродинамических рулей в противоположную сторону. В первом варианте блок рулевого привода содержит рулевую машину с закрепленным на оси аэродинамических рулей поршнем в виде коромысла, который установлен в корпусе, разделенном расположенной вдоль оси рулей перегородкой на рабочие камеры, боковые стенки которых имеют сферические поверхности. Общая задняя стенка выполнена с отверстиями, сообщающими рабочие камеры с пневмораспределительным устройством. У задней стенки поднутрением боковых стенок образована промежуточная полость. При этом расстояние от оси вращения аэродинамических рулей до задней стенки и протяженность сферических поверхностей от оси вращения аэродинамических рулей в направлении от задней стенки выполнены величиной, определяемой из первого математического выражения. Протяженность сферических поверхностей от оси вращения аэродинамических рулей в направлении к задней стенке составляет величину, определяемую из второго математического выражения. Во втором варианте блок рулевого привода содержит последовательно соединенные входной сумматор, усилитель, рулевую машину и датчик обратной связи. В него введен ограничитель напряжения положительной и отрицательной величин сигнала датчика обратной связи, два компаратора, аналоговый мультиплексор и формирователь максимальных команд управления. 3 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Система содержит в каждом канале управления орган управления, кинематически связан с датчиком его положения, электрически связаный с электронным вычислителем, к которому подключена бортовая информационная система контроля, которая по аналоговому выходу связана с электродистанционными рулевыми приводами. Выходы датчиков параметров полета подключены к электронному вычислителю. Датчик положения органа управления в каждом канале управления и электронный вычислитель по цифровой и аналоговой части выполнены минимум двукратно резервированными с функцией формирования и обработки сигналов одновременно во всех резервированных каналах. Техническим результатом изобретения является повышение надежности управления и безопасности полета. 1 ил.

Изобретение относится к оборонной технике, к управляемым ракетам и установкам вооружения. Техническим результатом является повышение технико-экономических показателей релейных пневмогидроприводов с вибрационной линеаризацией систем управления ракет и установок вооружения в части повышения быстродействия и точности работы, уменьшения массы и габаритов, повышения надежности работы, снижения трудоемкости изготовления и стоимости. В релейном пневмогидроприводе с вибрационной линеаризацией систем управления ракет и установок вооружения, содержащем последовательно соединенные сумматор, первый вход которого является входом привода, релейный элемент, усилитель мощности, электромеханический преобразователь с якорем, распределительное устройство и исполнительный двигатель, выход которого является выходом привода и соединен через датчик обратной связи со вторым входом сумматора, преобразователь выполнен нейтральным с временем срабатывания, определяемым из заданного математического соотношения. 7 ил.