Способы и устройства для стабилизации летательных аппаратов, не отнесенные к другим группам – B64C 17/00

Изобретение относится к устройствам стабилизации и ориентации и может быть использовано при конструировании гироскопов. Устройство управления летательным аппаратом (транспортным средством) содержит корпус, центральную ось со штангами, гироскопы с системами крепления к штангам. Система крепления содержит раму, систему крепления, наклона и поворота рамы, держатель гироскопа. Корпус и центральная ось закреплены через систему дополнительного момента. Изобретение позволяет уменьшить массу гироскопа и исключить необходимость проведения «разгрузки» гироскопа. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам управления перекачкой топлива между топливными баками воздушного судна. Способ и система автоматического контроля перекачки топлива в топливной системе воздушного судна, включающей несколько топливных баков (10, 12), содержащая датчик (14) количества топлива, предназначенный для измерения количества топлива в первом топливном баке (10), и процессор (16) обработки данных, предназначенный для приема результатов измерения количества топлива от датчика. Процессор обработки данных выполнен с возможностью определения скорости изменения количества топлива в первом баке на основании полученных результатов измерения количества топлива в ответ на получение команды на перекачку топлива из первого топливного бака в один или более других топливных баков (12). Если скорость изменения количества топлива меньше, чем пороговая величина, а полученный результат измерения количества топлива больше, чем ожидаемая величина, то формируется выходной сигнал, который указывает, что перекачка топлива, которая должна выполняться согласно полученной команде, нарушена. Повышается достоверность информации о состоянии топливных баков, надежность работы системы перекачки топлива, влияющей на балансировку воздушного судна и безопасность полетов. 2 н. и 12 з.п. ф-лы. 3 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам управления перекачкой топлива между топливными баками воздушного судна. Способ регулирования положения центра тяжести воздушного судна, имеющего несколько топливных баков, включающий перекачку топлива из одного или более топливных баков согласно предварительно установленной последовательности, временные характеристики которой зависят от уменьшения полного полетного веса воздушного судна за счет выработки топлива во время полета. Предварительно установленная последовательность обеспечивает сохранение положения центра тяжести воздушного судна в заданных пределах. Повышается надежность работы системы перекачки топлива, влияющей на балансировку воздушного судна и безопасность полетов. 11 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к испытательным устройствам для тестирования системы дополнительных центральных топливных баков (системы ACT) воздушного судна. Испытательное устройство содержит по меньшей мере один из следующих испытательных модулей: первый испытательный модуль и второй испытательный модуль. Первый испытательный модуль выполнен с возможностью подключения к системе ACT вместо части средства управления, выполняющей функции AFMC (вспомогательного вычислительного устройства регулирования расхода топлива). При этом первый испытательный модуль содержит средство генерирования одного или более тестовых сигналов, имитирующих одну или более команд управления клапанами ACT. Второй испытательный модуль выполнен с возможностью подключения к системе ACT вместо части средства управления, выполняющей функции ALSCU (вспомогательного управляющего устройства измерения уровня топлива), в то время как другая часть средства управления, выполняющая функции AFMC, остается на месте в системе ACT. Второй испытательный модуль содержит средство генерирования одного или более тестовых сигналов, имитирующих одно или более показаний уровня топлива в ACT. Достигается повышение эффективности тестирования характеристик системы ACT воздушного судна. 14 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к способу балансировки запаса топлива в крыльевых баках самолета. Способ заключается в том, что при работе на земле в крыльевых топливных баках самолета балансировку осуществляют перекачкой топлива из центрального бака самолета в тот крыльевой бак, в котором топлива меньше. При этом при отсутствии топлива в центральном топливном баке производят перекачку топлива из левого крыльевого бака с большим запасом топлива в правый крыльевой бак с меньшим запасом топлива, используя при этом линию заправки и централизованного слива топлива топливной системы самолета, кран перекрестного питания, кран заправки правого крыльевого бака и насос подачи топлива к левому двигателю. В левом крыльевом баке включают насос подачи топлива к левому двигателю, открывают кран централизованного слива топлива, соединяя линию подачи топлива к левому двигателю с линией заправки и централизованного слива топлива. Далее при закрытом левом кране заправки крыльевых баков переводят кран заправки правого крыльевого бака в положение «открыто» и производят перекачку топлива из левого крыльевого бака в правый до пропадания сигнала дисбаланса. При отсутствии топлива в центральном топливном баке производят перекачку топлива из правого крыльевого бака с большим запасом топлива в левый крыльевой бак с меньшим запасом топлива аналогичным способом. Технический результат заключается в предотвращении поперечного дисбаланса между левым и правым крыльевыми баками. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к способу балансировки запаса топлива в крыльевых баках самолета. Способ заключается в том, что балансировку осуществляют перекачкой топлива вначале из центрального бака, а затем из крыльевого бака самолета, в котором топлива больше, в крыльевой бак, в котором топлива меньше. Для этого включают насос подачи топлива из правого крыльевого бака, в котором топлива меньше, к правому двигателю, причем краны подачи топлива к двигателям и кран перекрестного питания находятся в положении «закрыто». Топливо направляют в магистраль активного топлива струйного насоса перекачки топлива из центрального бака в расходный отсек правого крыльевого бака, перекачивают необходимое для восстановления балансировки количество топлива в правый крыльевой бак. Далее при недостаточном для балансировки количестве топлива в центральном баке и наличии его в крыльевых баках производят перекачку топлива из левого крыльевого бака с большим запасом топлива в правый крыльевой бак с меньшим запасом топлива. Для чего в левом крыльевом баке с большим запасом топлива включают насос подачи топлива к левому двигателю, открывают кран централизованного слива топлива, соединяя тем самым линию подачи топлива к левому двигателю с линией заправки и централизованного слива, краны заправки крыльевых баков при этом находятся в положении «закрыто», далее переводят кран заправки правого крыльевого бака в положение «открыто» и производят перекачку топлива из левого крыльевого бака в правый до пропадания сигнала дисбаланса. Перекачку топлива из правого крыльевого бака с большим запасом топлива в левый крыльевой бак с меньшим запасом топлива производят аналогичным способом. Технический результат заключается в предотвращении поперечного дисбаланса между левым и правым крыльевыми баками. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к способу балансировки запаса топлива в крыльевых баках самолета. Способ заключается в том, что при работе на земле в крыльевых топливных баках самолета балансировку осуществляют перекачкой топлива из центрального бака самолета в тот крыльевой бак, в котором топлива меньше. При этом включают насос подачи топлива из центрального топливного бака к двигателю, расположенному со стороны того крыльевого бака, в котором топлива меньше, причем краны подачи топлива к двигателям и кран перекрестного питания находятся в положении «закрыто», топливо через струйный насос перекачки топлива направляют из центрального бака в расходный отсек крыльевого бака и перекачивают необходимое для восстановления балансировки количество топлива в крыльевой бак, в котором топлива было меньше. Технический результат заключается в предотвращении поперечного дисбаланса между левым и правым крыльевыми баками. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к способу балансировки запаса топлива в крыльевых баках самолета. Способ заключается в том, что балансировку осуществляют перекачкой топлива из крыльевого бака, в котором топлива больше, в центральный бак самолета. При этом для компенсации разницы в запасе топлива между крыльевыми баками включают самолетный насос подачи топлива из левого крыльевого бака, открывают кран централизованного слива, кран заправки центрального бака и подают топливо под давлением в центральный бак через кран заправки центрального бака, Меньшую часть топлива возвращают струйным насосом перекачки топлива из центрального бака в левый крыльевой бак. Технический результат заключается в предотвращении поперечного дисбаланса между левым и правым крыльевыми баками. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к технике воздухоплавания. Дирижабль содержит остов с оболочкой, образующей полость, прикрепленные к остову баллонеты с газом легче воздуха, стабилизатор, движитель, кабину экипажа, пассажирский салон и причальное приспособление. В нижней части полости расположены горизонтально, по меньшей мере, два ротора, вращающиеся в противоположных направлениях. Роторы могут быть установлены поперек оси или лежать в одной плоскости. Роторы могут быть также установлены вдоль оси или один над другим. Изобретение направлено на повышение устойчивости полета. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к средствам подхвата в воздухе преимущественно спасаемых объектов авиационной и ракетно-космической техники. Предлагаемый способ включает отделение части захватываемого объекта при сохранении ее механической связи с ним, удержание отделяемой части на расстоянии от захватываемого объекта и ее механическое зацепление частью захватывающего объекта (самолета или вертолета). При этом угловое положение отделяемой части, выполненной в виде ротора, стабилизируют относительно захватываемого объекта, сообщая ей вращательный кинетический момент, вектор которого направляют под углом к продольной оси захватываемого объекта. За счет вращения ротора создают аэродинамическую удерживающую силу. Данная сила может быть дополнена реактивной или аэростатической удерживающими силами, создаваемыми с помощью известных вспомогательных средств (ракетных двигателей или баллонов). Кроме того, к указанному ротору может быть приложена ориентирующая сила аэродинамической или аэростатической природы, направленная под углом к продольной оси захватываемого объекта. Технический результат изобретения состоит в повышении надежности и безопасности подхвата объектов, расширении области применения и арсенала технических средств. 19 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники и касается способа определения положения центра масс вертолета с несущими винтами, установленными на фюзеляже на различной высоте. Последовательно измеряют амплитуды колебаний фюзеляжа вертолета на режиме висения без дисбалансных грузов, а также с поочередно устанавливаемыми на каждом несущем винте дисбалансными грузами, затем по определенным математическим зависимостям определяют положение центра масс вертолета. Изобретение позволяет повысить достоверность определения положения центра масс вертолета, а именно определить расстояние по вертикали от нижнего несущего винта до центра масс вертолета. 1 ил.