Регулируемые поверхности управления или их элементы, например рули: .поверхности управления различного типа или назначения, приводимые в действие одновременно – B64C 9/12

Способ посадки самолета при боковом ветре состоит в создании несимметричного продольного аэродинамического сопротивления правой и левой частей самолета с помощью аэродинамического тормоза на одном из крыльев. Самолет включает правую и левую консоли крыла с аэродинамическими тормозами, имеющими возможность раздельного управления. Группа изобретений направлена на предотвращение катастрофы. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Группа изобретений относится к области авиации. Самолет по первому варианту содержит крыло с элеронами и оперение с рулями. Каждая консоль крыла и/или оперение имеет два или более элерона и/или соответственно рулей с возможностью раздельного отклонения. Самолет по второму варианту имеет на носовой стойке шасси и/или на каждой основной стойке шасси аэродинамический руль направления. Группа изобретений направлена на создание несимметричного аэродинамического сопротивления для получения бокового скольжения. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 5 ил.

Группа изобретений относится к технике управления регулируемыми поверхностями самолетов. Раскрыты устройства и способ приведения в движение поворотных элементов. В одном варианте выполнения узел для приведения в движение поворотного элемента содержит удлиняемый исполнительный механизм, имеющий первый конец и второй конец, и приводной элемент, имеющий первую часть, соединенную с возможностью поворота с первым концом исполнительного механизма, и вторую часть, соединенную без возможности прокручивания с поворотным элементом. Вторая часть приводного элемента расположена на расстоянии от первой части. Приводной элемент дополнительно включает третью часть, расположенную на расстоянии от первой и второй частей с нелинейной ориентацией. Узел дополнительно содержит реактивное звено, имеющее крепежный конец, соединенный с возможностью поворота с вторым концом удлиняемого исполнительного механизма, и приводной конец, соединенный с возможностью поворота с третьей частью приводного элемента. Группа изобретений позволяет улучшить использование пространства внутри самолета. 5 н. и 21 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области авиации. Способ заключается в разделении руля направления, по меньшей мере, на два элемента (6I, 6S) и использовании элеронов (5G, 5D) во время управления по крену, когда верхний элемент (6S) отклоняют в направлении крена, а нижний элемент (6I) - в противоположном направлении. Предложен также летательный аппарат, реализующий способ. Изобретение направлено на повышение эффективности управления. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 5 ил.

Группа изобретений относится к области авиации. Система управления летательным аппаратом включает в себя корпус летательного аппарата, первую и вторую несущие поверхности. По меньшей мере часть первой и второй несущих поверхностей имеет возможность управляемого отклонения с тем, чтобы при совершении эволюции по крену первая несущая поверхность создавала прирост подъемной силы и обусловленный им прирост аэродинамического сопротивления, а вторая несущая поверхность - отрицательную подъемную силу и обусловленный ей прирост аэродинамического сопротивления. При этом прирост подъемной силы и уменьшение подъемной силы создают поперечный момент, а прирост аэродинамического сопротивления на второй несущей поверхности создает путевой момент, уравновешивающий путевой момент, создаваемый приростом аэродинамического сопротивления на первой несущей поверхности. Сила аэродинамического сопротивления на опускающемся полукрыле может уравновешивать силу аэродинамического сопротивления на поднимающемся полукрыле благодаря уменьшению площади аэродинамической поверхности, создающей направленную вниз силу. Вследствие этого данную поверхность приходится отклонять на величину, не только уменьшающую положительную подъемную силу, но и действительно создающую отрицательную подъемную силу. Таким образом, группа изобретений позволяет осуществлять кренение летательного аппарата, не сопровождающееся существенным изменением путевого момента летательного аппарата. 3 н. и 32 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к авиации, а именно к системам управления летательным аппаратом в поперечном канале при использовании органов управления непосредственного управления боковой силой. Управление ЛА в полете основано на использовании органов непосредственного управления боковой силой и создании боковой силы, действующей на фюзеляж летательного аппарата в плоскости XOZ с помощью канарда и рулей управления. Управляющее воздействие передают к рулевому приводу путем радиального перемещения в вертикальной плоскости летчиком дополнительных педалей, установленных шарнирно на основных педалях управления в кабине летательного аппарата, при этом блокируют и устанавливают в нейтральное положение основные педали управления. Техническим результатом заявленного изобретения является повышение удобства пилотирования при использовании органов непосредственного управления боковыми силами. 1 ил.

Изобретение относится к авиации и касается аэродинамики органов управления летательного аппарата (ЛА). Один из вариантов способа управления ЛА заключается в том, что для управления распределением давления по несущей поверхности и положением ЛА отклоняют заднюю кромку несущей поверхности и щитки. При управлении распределением давления на крыле одновременно и совместно с отклонением на крыле задней кромки вверх на верхней поверхности каждого крыла отклоняют вверх верхний щиток крыла, а при отклонении кромки вниз, соответственно, на нижней поверхности каждого крыла отклоняют вниз нижний щиток крыла. При управлении распределением давления на вертикальном оперении (ВО) одновременно и совместно с отклонением задней кромки руля направления влево отклоняют влево щиток на левой поверхности ВО, а при отклонении задней кромки руля направления вправо, соответственно, отклоняют вправо щиток на правой поверхности ВО. Согласно одному из вариантов реализации устройства для управления ЛА, оно содержит отклоняемые заднюю кромку несущей поверхности и щитки, а также приводы для их отклонения. Щитки установлены на верхней и нижней поверхностях крыла на участке впереди оси поворота внешней секции элерона до оси жесткости крыла. Ось поворота каждого щитка ориентирована вдоль размаха крыла. Каждый из щитков отличается по размаху от элерона не более, чем на 50%. Каждый щиток и элерон снабжены индивидуальными приводами для их независимого отклонения при отсутствии кинематической связи щитков с элероном. На ВО щитки установлены на левой и правой поверхностях ВО на участке впереди оси поворота руля направления до оси жесткости ВО. Ось поворота каждого щитка ориентирована вдоль размаха ВО. Каждый из щитков имеет тот же размах, что и руль направления. Каждый щиток, а также руль направления снабжены индивидуальными приводами для их независимого отклонения при отсутствии кинематической связи щитков с рулем направления. Технический результат состоит в снижении потерь на аэродинамическое сопротивление, в частности, при управлении самолетом, в уменьшении неблагоприятного крутящего момента, а также в упрощении конструкции самолета. 7 н.п. ф-лы, 21 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники. В каждом варианте несущая поверхность выполнена вдоль ее размаха с симметричными или несимметричными двояковыпуклыми профилями, каждый из которых выражен в виде функции, производная которой является ограниченной функцией на длине хорды. Каждый профиль выполнен с различными положениями наибольшей толщины. Технический результат - малое аэродинамическое сопротивление движению. 5 н. и 3 з.п. ф-лы, 18 ил.