способ (варианты) управления летательным аппаратом и устройство (варианты) для его осуществления

Формула изобретения

1. Способ управления летательным аппаратом, заключающийся в том, что для управления распределением давления по несущей поверхности и положением летательного аппарата отклоняют заднюю кромку несущей поверхности и щитки, отличающийся тем, что 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 одновременно и совместно с отклонением задней кромки руля направления влево отклоняют влево щиток на левой поверхности вертикального оперения, а при отклонении задней кромки руля направления вправо, соответственно, отклоняют вправо щиток на правой поверхности вертикального оперения.

2. Способ управления летательным аппаратом, заключающийся в том, что для управления распределением давления по несущей поверхности и положением летательного аппарата отклоняют заднюю кромку несущей поверхности и щитки, отличающийся тем, что при управлении распределением давления на крыле на каждом из крыльев одновременно отклоняют на углы до 45° оба щитка: верхний - задней кромкой вверх на верхней поверхности крыла и нижний - задней кромкой вниз на нижней поверхности крыла, затем относительно этого исходного положения щитки каждого крыла отклоняют совместно с отклонением задней кромки этого крыла, при этом задние кромки крыла и щитков отклоняют в одном направлении, причем дополнительные углы отклонения щитков не менее чем в полтора раза превышают углы отклонения задней кромки крыла, а при управлении распределением давления на вертикальном оперении одновременно отклоняют на углы до 45° оба щитка: левый - задней кромкой влево на левой поверхности вертикального оперения и правый - задней кромкой вправо на правой поверхности, затем относительно этого исходного положения щитки вертикального оперения отклоняют совместно с отклонением задней кромки руля направления, при этом задние кромки щитков и руля направления отклоняют в одном направлении, причем дополнительные углы отклонения щитков не менее чем в полтора раза превышают углы отклонения задней кромки вертикального оперения.

3. Способ управления летательным аппаратом, заключающийся в том, что для управления распределением давления по несущей поверхности и положением летательного аппарата отклоняют заднюю кромку несущей поверхности и выдвигают щиток, отличающийся тем, что при управлении распределением давления на крыле одновременно и совместно с отклонением на крыле задней кромки вверх щиток выдвигают из щели крыла в поток вверх, а при отклонении задней кромки вниз щиток выдвигают вниз, а при управлении распределением давления на вертикальном оперении щиток выдвигают из щели вертикального оперения в поток влево одновременно и совместно с соответствующим отклонением руля направления влево, при отклонении руля направления вправо щиток выдвигают из щели вертикального оперения в поток вправо.

4. Устройство для управления летательным аппаратом, содержащее отклоняемые заднюю кромку несущей поверхности и щитки, а также приводы для их отклонения, отличающееся тем, что щитки установлены на верхней и нижней поверхностях крыла на участке впереди оси поворота внешней секции элерона до оси жесткости крыла, причем ось поворота каждого щитка ориентирована вдоль размаха крыла, и каждый из щитков отличается по размаху от элерона не более чем на 50%, при этом каждый щиток, а также элерон снабжены индивидуальными приводами для их независимого отклонения при отсутствии кинематической связи щитков с элероном, а на вертикальном оперении щитки установлены на левой и правой поверхностях вертикального оперения на участке впереди оси поворота руля направления до оси жесткости вертикального оперения, причем ось поворота каждого щитка ориентирована вдоль размаха вертикального оперения, и каждый из щитков имеет тот же размах, что и руль направления, при этом каждый щиток, а также руль направления снабжены индивидуальными приводами для их независимого отклонения при отсутствии кинематической связи щитков с рулем направления.

5. Устройство для управления летательным аппаратом, содержащее отклоняемые заднюю кромку несущей поверхности и щитки, а также приводы для их отклонения, отличающееся тем, что щитки установлены на верхней и нижней поверхностях крыла на участке впереди оси поворота внешней секции элерона до оси жесткости крыла, причем ось поворота каждого щитка ориентирована вдоль размаха крыла, и каждый из щитков отличается по размаху от элерона не более чем на 50%, а на вертикальном оперении щитки установлены на левой и правой поверхностях вертикального оперения на участке впереди оси поворота руля направления до оси жесткости вертикального оперения, причем ось поворота каждого щитка ориентирована вдоль размаха вертикального оперения, и каждый из щитков отличается по размаху от руля направления не более чем на 50%, при этом каждый щиток, а также элерон снабжены общим приводом для совместного отклонения щитка и элерона крыла при наличии кинематической связи щитка с элероном, а руль направления и щиток вертикального оперения снабжены общим приводом для совместного отклонения щитка и руля направления при наличии кинематической связи щитка с рулем направления.

6. Устройство для управления летательным аппаратом, содержащее приводы, отклоняемую заднюю кромку несущей поверхности и выдвижной щиток, плоскость которого перпендикулярна плоскости несущей поверхности и направлению потока, отличающееся тем, что щиток крыла отличается по размаху от элерона не более чем на 50% и расположен в щели крыла, ориентированной вдоль размаха крыла, на участке впереди оси поворота элерона до оси жесткости крыла, при этом каждый элерон и щиток снабжены индивидуальными приводами для их независимого перемещения при отсутствии кинематической связи щитка с элероном, а щиток вертикального оперения отличается по размаху от руля направления не более чем на 50% и расположен в щели вертикального оперения, ориентированной вдоль размаха вертикального оперения, на участке впереди оси поворота руля направления до оси жесткости вертикального оперения, при этом руль направления и щиток снабжены индивидуальными приводами для их независимого отклонения при отсутствии кинематической связи щитка с рулем направления.

7. Устройство для управления летательным аппаратом, содержащее приводы, отклоняемую заднюю кромку несущей поверхности и выдвижной щиток, плоскость которого перпендикулярна плоскости несущей поверхности и направлению потока, отличающееся тем, что щиток крыла отличается по размаху от элерона не более чем на 50% и расположен в щели крыла, ориентированной вдоль размаха крыла, на участке впереди оси поворота элерона до оси жесткости крыла, при этом каждый элерон и щиток снабжены общим приводом для совместного перемещения щитка и элерона крыла при наличии кинематической связи щитка с элероном, а щиток вертикального оперения отличается по размаху от руля направления не более чем на 50% и расположен в щели вертикального оперения, ориентированной вдоль размаха вертикального оперения, на участке впереди оси поворота руля направления до оси жесткости вертикального оперения, а руль направления и щиток вертикального оперения снабжены общим приводом для совместного перемещения щитка и руля направления при наличии кинематической связи щитка с рулем направления.

Описание изобретения к патенту

Изобретения относятся к области аэродинамики органов управления летательного аппарата.

Управление летательным аппаратом, как правило, осуществляется посредством изменения распределения давления по несущей поверхности (крыла, горизонтального и вертикального оперения и т.д.) путем отклонения задней кромки (элеронов, закрылков, рулей), а также щитков или интерцепторов. Управление распределением давления по несущей поверхности с помощью этих органов управления позволяет обеспечить регулирование положения самолета, его крена, курса, глиссады, сопротивления, а также изгибающих и крутящих моментов и других аэродинамических нагрузок. На крыле элероны располагаются обычно в концевой и корневой частях размаха крыла, а интерцепторы - в средней части. На оперении рули обычно занимают весь размах.

Известен способ торможения самолета путем симметричного отклонения интерцепторов, установленных на верхней поверхности левого и правого крыльев, а также способ торможения самолета и управления им путем совместного отклонения секций расщепляющейся задней кромки - вверх и вниз у крыльев, влево и вправо у вертикального оперения. (Обзор ЦАГИ №525 "Влияние упругости конструкции на аэродинамические характеристики, характеристики устойчивости и управляемости крылатых летательных аппаратов", 1977; Обзор ЦАГИ №692 "Прочность и аэроупругость МВКА "Спейс Шаттл", 1989).

Недостатком интерцепторов в качестве тормозных устройств является усложнение конструкции и ухудшение качества поверхности крыла, а, следовательно, увеличение аэродинамического сопротивления самолета при неотклоненных интерцепторах. Недостатком расщепляющейся задней кромки является то, что она не обеспечивает выполнение основного назначения отклоняемой задней кромки - эффективного управления, прежде всего при больших скоростных напорах, при околозвуковых скоростях.

Известен способ управления распределением давления по крылу и управления по крену с помощью интерцепторов, отклоняемых как на верхней, так и нижней поверхностях (P.A.Hunter. Flight techniques used to determine adequacy of lateral control. AGARD Flight Test Manual, volume II, chapter 6, 1960; Г.А.Амирьянц и др. "О влиянии упругости крыльев на эффективность интерцепторов", Труды ЦАГИ, 1983). В отличие от традиционных интерцепторов, которые работают, как правило, совместно с элеронами, такие интерцепторы не нуждаются в дополнении их работы отклонением элеронов.

Недостатками этого способа представляется то, что он весьма сложен, кроме того, при его использовании велики потери на аэродинамическое сопротивление.

Наиболее близким техническим решением к предлагаемым изобретениям является способ управления летательным аппаратом, в котором в дополнение к элеронам отклоняют интерцепторы, располагаемые традиционно примерно посередине размаха крыла на его верхней поверхности. ("Аэродинамика и динамика полета магистральных самолетов". Под ред. Г.С.Бюшгенса. Москва-Пекин, 1995; The complete Encyclopedia of World Aircraft, 1999). Недостатком этого способа является низкая эффективность снижения изгибающих моментов в корне крыла с помощью интерцепторов: для сохранения заданной перегрузки при отклонении традиционных интерцепторов увеличивают угол атаки, при этом равнодействующие дополнительных подъемных сил, обусловленных отклонением интерцептора и изменением угла атаки, располагаются практически в одном месте - посередине размаха крыла. Вследствие того, что традиционные интерцепторы располагаются только на верхней поверхности, они позволяют только "сбрасывать" нагрузку. Поэтому, а также из-за относительно малого расстояния интерцепторов до продольной оси самолета, для управления по крену требуются большие углы отклонения интерцепторов, что ведет к росту аэродинамического сопротивления.

Недостатком известных способов управления распределением давления по несущей поверхности и положением самолета является также низкая эффективность отклоняемой задней кромки (особенно расположенной на конце несущей поверхности прямой стреловидности) при управлении самолетом на больших скоростных напорах, близких к предельным, при околозвуковых скоростях.

Связано это с положением отклоняемой задней кромки позади относительно оси жесткости несущей поверхности. Например, при отклонении элерона крыло закручивается неблагоприятным образом из-за возникновения большого крутящего момента, при положительной стреловидности крыла неблагоприятны и изгибные деформации.

Другим недостатком известных способов представляется усложнение конструкции крыла из-за большого размера и числа секций традиционных интерцепторов, располагаемых на значительной части размаха в центре крыла, а также отклоняемых задних кромок, располагаемых в корне и на конце крыла, в том числе расщепляющихся задних кромок, используемых помимо управления по крену также для торможения самолета и управления глиссадой.

Область применения предлагаемых устройств - конструкция аэродинамических органов управления летательных аппаратов.

Известны устройства, реализующие известные способы управления распределением давления, например, по крылу и, соответственно, управления положением самолета, например, поперечного управления. Это, во-первых, элероны (фиг.1, 2), во-вторых, интерцепторы (фиг.1, 3), в том числе - выдвижные, в-третьих, расщепляющиеся элероны (фиг.4-6) (А.К.Мартынов. Прикладная аэродинамика М.: Машиностроение, 1972; Обзор ЦАГИ №525 "Влияние упругости конструкции на аэродинамические характеристики, характеристики устойчивости и управляемости крылатых летательных аппаратов", 1977). Это также система спойлера с дефлектором и щелью (фиг.7-10) (P.A.Hunter. Flight techniques used to determine adequacy of lateral control. AGARD Flight Test Manual, volume II, chapter 6, 1960; Г.А.Амирьянц и др. "О влиянии упругости крыльев на эффективность интерцепторов" Труды ЦАГИ, 1983).

Недостатком элеронов является их относительно низкая эффективность при больших скоростных напорах, в особенности при околозвуковых скоростях потока, что заставляет использовать корневые секции элерона.

Недостатком интерцепторов являются относительно большие потери на сопротивление и низкая эффективность управления аэродинамическими нагрузками, а также относительно большой их размах в средней части крыла.

Недостатком расщепляющихся элеронов, обеспечивающих управление не только моментными характеристиками самолета, но также его аэродинамическим сопротивлением является конструктивная сложность, а также значительное падение эффективности с ростом скоростного напора.

Эффективность системы спойлера с дефлектором (фиг. 7-10) относительно мало зависит от скоростного напора. Недостатком этого устройства является его сложность: для увеличения подъемной силы крыла используют отклонение одних секций этого устройства на крыле, а для уменьшения - других. Секции спойлера, расположенные практически по всему размаху крыла, для обеспечения заданной эффективности должны иметь относительно большой размер, как по хорде, так и по размаху. Поэтому при отклонении таких устройств велики потери на аэродинамическое сопротивление, велики они и при неотклоненном положении. (P.A.Hunter. Flight techniques used to determine adequacy of lateral control. AGARD Flight Test Manual, volume II, chapter 6, 1960).

Наиболее близкое к предлагаемым устройство содержит интерцепторы (щитки) на верхней поверхности крыла и отклоняемую заднюю кромку (например, закрылок), которые с помощью приводов отклоняются (фиг.1-3) в противоположных направлениях. (Hanna R.H. Study of control devices. Columbus Division North American Rockwell. NR 71H-317, 1971). Недостатками устройства является относительно низкая эффективность при больших скоростных напорах, при околозвуковых скоростях (несмотря на многосекционность и большой размах), дополнительное аэродинамическое сопротивление даже в не отклоненном положении интерцепторов и сложность конструкции.

Предлагаемыми изобретениями решается задача повышения эффективности управления самолетом, а также управления аэродинамическими нагрузками при его полете на больших скоростных напорах при ограниченных размерах управляющих поверхностей и при ограниченном размахе участка крыла, на котором они располагаются.

Технический результат заключается в снижении потерь на аэродинамическое сопротивление, в частности, при управлении самолетом, в уменьшении неблагоприятного крутящего момента, а также в упрощении конструкции самолета.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в первом варианте способа управления положением летательного аппарата и распределением давления по несущей поверхности, заключающегося в том, что 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 задней кромки вниз, соответственно, на нижней поверхности каждого крыла отклоняют вниз нижний щиток крыла, при управлении распределением давления на вертикальном оперении одновременно и совместно с отклонением задней кромки руля направления влево отклоняют влево щиток на левой поверхности вертикального оперения, а при отклонении задней кромки руля направления вправо, соответственно, отклоняют вправо щиток на правой поверхности вертикального оперения.

Во втором варианте способа технический результат достигается тем, что при управлении распределением давления на крыле на каждом из крыльев одновременно отклоняют на углы до 45° оба щитка: верхний - задней кромкой вверх на верхней поверхности крыла и нижний - задней кромкой вниз на нижней поверхности крыла, затем относительно этого исходного положения щитки каждого крыла отклоняют совместно с отклонением задней кромки этого крыла, при этом задние кромки крыла и щитков отклоняют в одном направлении, причем дополнительные углы отклонения щитков не менее, чем в полтора раза превышают углы отклонения задней кромки крыла, а при управлении распределением давления на вертикальном оперении одновременно отклоняют на углы до 45° оба щитка: левый - задней кромкой влево на левой поверхности вертикального оперения и правый - задней кромкой вправо на правой поверхности, затем относительно этого исходного положения щитки вертикального оперения отклоняют совместно с отклонением задней кромки руля направления, при этом задние кромки щитков и руля направления отклоняют в одном направлении, причем дополнительные углы отклонения щитков не менее, чем в полтора раза превышают углы отклонения задней кромки вертикального оперения.

Технический результат достигается также тем, что в третьем варианте способа управления летательным аппаратом, заключающегося в том, что для управления распределением давления по несущей поверхности и положением летательного аппарата одновременно и совместно с отклонением на крыле задней кромки вверх, щиток выдвигают из щели крыла в поток вверх, а при отклонении задней кромки вниз щиток выдвигают вниз, а при управлении распределением давления на вертикальном оперении щиток выдвигают из щели вертикального оперения в поток влево одновременно и совместно с соответственным отклонением руля направления влево, при отклонении руля направления вправо щиток выдвигают из щели вертикального оперения в поток вправо.

Благодаря указанным операциям в обоих вариантах предложенных способов изменение распределения давления, например, по крылу, осуществляется:

а) в наиболее благоприятной и ограниченной по размаху зоне (на конце крыла) - с большим плечом относительно продольной, а также поперечной осей летательного аппарата;

б) с уменьшением неблагоприятного крутящего момента, вызванного отклонением элерона при отклонении щитка.

Вследствие этого во всем необходимом диапазоне скоростных напоров, в том числе при близких к предельным скоростных напорах и на околозвуковых скоростях обеспечивается требуемая эффективность управления при относительно малых потерях на сопротивление.

Кроме того, достигается возможность не только управления летательным аппаратом вокруг его осей (управление по глиссаде, курсу, крену), но также и управления его торможением. Также использование вместо двух отклоняемых щитков на каждом крыле (вертикальном оперении) только одного - выдвижного - приводит к упрощению способа управления.

Для реализации предложенных способов и достижения вышеуказанного технического результата предлагаются устройства, содержащие отклоняемые заднюю кромку и щиток, отклоняемый в первом варианте устройства и выдвигаемый - во втором.

Технический результат достигается тем, что в первом варианте устройства для управления летательным аппаратом, содержащего отклоняемые заднюю кромку 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, причем ось поворота каждого щитка ориентирована вдоль размаха крыла и каждый из щитков отличается по размаху от элерона не более, чем на 50%, при этом каждый щиток, а также элерон снабжены индивидуальными приводами для их независимого отклонения при отсутствии кинематической связи щитков с элероном, а на вертикальном оперении щитки установлены на левой и правой поверхностях вертикального оперения на участке впереди оси поворота руля направления до оси жесткости вертикального оперения, причем ось поворота каждого щитка ориентирована вдоль размаха вертикального оперения, и каждый из щитков имеет тот же размах, что и руль направления, при этом каждый щиток, а также руль направления снабжены индивидуальными приводами для их независимого отклонения при отсутствии кинематической связи щитков с рулем направления.

Технический результат достигается также тем, что в предыдущем устройстве каждый щиток, а также элерон снабжены общим приводом для совместного отклонения щитка и элерона крыла при наличии кинематической связи щитка с элероном, а руль направления и щитки вертикального оперения снабжены общим приводом для совместного отклонения щитков и руля направления при наличии кинематической связи щитка с рулем направления.

Технический результат достигается также тем, что во втором варианте устройства для управления летательным аппаратом, содержащего приводы, отклоняемую заднюю кромку и выдвижной щиток, плоскость которого перпендикулярна плоскости несущей поверхности и направлению потока, щиток крыла, отличается по размаху элерона не более, чем на 50% и расположен в щели крыла, ориентированной вдоль размаха крыла, на участке впереди оси поворота элерона до оси жесткости крыла, при этом каждый элерон и щиток снабжены индивидуальными приводами для их независимого перемещения при отсутствии кинематической связи щитка с элероном, а щиток вертикального оперения отличается от руля направления не более, чем на 50% и расположен в щели вертикального оперения, ориентированной вдоль размаха вертикального оперения, на участке впереди оси поворота руля направления до оси жесткости вертикального оперения, при этом руль направления и щиток снабжены индивидуальными приводами для их независимого перемещения при отсутствии кинематической связи щитка с рулем направления.

Технический результат достигается также тем, что в предыдущем варианте устройства каждый щиток, а также элерон снабжены общим приводом для совместного отклонения щитка и элерона крыла при наличии кинематической связи щитка с элероном, а руль и щиток вертикального оперения снабжены общим приводом для совместного отклонения щитка и руля направления при наличии кинематической связи щитка с рулем направления.

Благодаря предложенным конструктивным особенностям уменьшается:

- неблагоприятное влияние упругих деформаций несущих поверхностей на эффективность органов управления, особенно при близких к предельным скоростных напорах и на околозвуковых скоростях;

- доля размаха крыла, занятого органами управления и шарнирные моменты элерона(руля).

- аэродинамическое сопротивление, особенно при управлении, и упрощается конструкция летательного аппарата.

Предлагаемые изобретения иллюстрируются чертежами, на которых изображены:

на фиг.1 - схема известных устройств для осуществления известных способов, включающих отклонение задней кромки 1, а также отклонение в поток щитков (интерцепторов) 2; вид самолета сверху;

на фиг.2 - сечение А-А на фиг.1 с указанием отклонения элерона 1 на угол ₁;

на фиг.3 - сечение Б-Б на фиг.1 с указанием отклонения интерцептора 2 на угол ₂;

на фиг.4 - схема известных устройств для осуществления известных способов, включающих отклонение секций 3 расщепляющейся задней кромки с указанием отклонения секций на угол _т3 - для торможения и отклонения секций относительно этого положения на угол _у3 - для управления;

на фиг.5 - сечение В-В на фиг.4, в положении секций 3 расщепляющейся задней кромки на торможение и управление;

на фиг.6 - сечение В-В на фиг.4, в положении секций 3 расщепляющейся задней кромки на торможение;

на фиг.7 - схема известного устройства для поперечного управления самолетом, включающего спойлер 4, дефлектор 5 и щель между ними; вид самолета сверху;

на фиг.8 - сечение Г-Г на фиг.7, с указанием отклонения спойлера 4 на угол ₄ и указанием отклонения дефлектора 5 на угол ₅;

на фиг.9 - сечение Д-Д на фиг.7, с указанием отклонения спойлера 4 на угол ₄ и указанием отклонения дефлектора 5 на угол ₅;

на фиг.10 - сечение Е-Е на фиг.7, с указанием отклонения спойлера 4 на угол ₄ и указанием отклонения дефлектора 5 на угол ₅;

на фиг.11 - схема устройства для осуществления предложенных способов, включающего отклоняемую заднюю кромку 1 и секции отклоняемых щитков 6; вид самолета сверху;

на фиг.12 - сечение Ж-Ж на фиг.11, положение секции щитка 6 на верхней поверхности, отклоненного вверх на угол ₆ совместно с элероном 1, отклоненным вверх на угол ₁ - на управление;

на фиг.13 - сечение Ж-Ж на фиг.11, положение секции щитка 6 на нижней поверхности, отклоненного вниз на угол ₆ совместно с элероном 1, отклоненным вниз на угол ₁ - на управление;

на фиг.14 - сечение Ж-Ж на фиг.11, положение секций щитка 6, расположенных на верхней и нижней поверхностях и отклоненных совместно с элероном 1 вверх (относительно некоторого симметричного отклонения для торможения, показанного на фиг.16) - на торможение и управление;

на фиг.15 - сечение Ж-Ж на фиг.11, положение секций щитка 6, расположенных на верхней и нижней поверхностях и отклоненных совместно с элероном 1 вниз (относительно некоторого симметричного отклонения для торможения, показанного на фиг.16) - на торможение и управление;

на фиг.16 - сечение Ж-Ж на фиг.11, положение секций щитка 6, расположенных на верхней и нижней поверхностях и отклоненных симметрично на торможение;

на фиг.17 - схема устройства для осуществления предложенных способов, включающего выдвижные щитки 7 и отклоняемую заднюю кромку 1; вид самолета сверху;

на фиг.18 - сечение З-З на фиг.17, положение щитка 7, выдвинутого вверх, и элерона 1, отклоненного на угол ₁ вверх;

на фиг.19 - сечение З-З на фиг.17, положение щитка 7, выдвинутого вниз и имеющего угол ₇, а также элерона 1, отклоненного на угол ₁ вниз;

на фиг.20 - типичный график, характеризующий влияние упругости конструкции на эффективность поперечного управления самолета (приращение момента крена) с помощью предложенных органов управления - отклоняемых порознь или совместно отклоняемых щитков 7 и элеронов 1 (фиг.11-19), соответственно на углы ₇ и ₁, при скорости потока в аэродинамической трубе V=15 м/с;

на фиг.21 - типичный график, характеризующий влияние упругости конструкции на эффективность поперечного управления самолета (приращение момента крена) с помощью предложенных органов управления - отклоняемых порознь или совместно отклоняемых щитков 7 и элеронов 1 (фиг.11-19), соответственно на углы ₇ и ₁, при скорости потока в аэродинамической трубе V=45 м/с.

Предлагаемые способы управления летательным аппаратом для обоих вариантов осуществляют в следующей последовательности.

В первом варианте способа одновременно и совместно с отклонением на крыле элерона 1 (фиг.11-16) задней кромкой вверх на верхней поверхности каждого крыла отклоняют задней кромкой вверх верхний щиток 6 крыла (фиг.11-16), а при отклонении на крыле элерона 1 (фиг.11-16) задней кромкой вниз на нижней поверхности каждого крыла отклоняют задней кромкой вниз нижний щиток 6 крыла. При отклонении руля направления задней кромкой вправо одновременно отклоняют задней кромкой вправо щиток на правой поверхности вертикального оперения, а при отклонении руля направления задней кромкой влево одновременно отклоняют задней кромкой влево щиток на левой поверхности вертикального оперения.

При управлении по крену элероны на левом и правом крыльях отклоняют антисимметрично, а при управлении по тангажу - симметрично. Соответственно, щитки следуют отклонению элеронов.

На каждом из крыльев одновременно отклоняют на углы до 45 градусов оба щитка 6 (фиг.11-16): на верхней поверхности крыла - вверх, и на нижней поверхности крыла -вниз. На вертикальном оперении одновременно отклоняют на углы до 45 градусов оба щитка 6 (фиг.11-16): щиток на левой поверхности вертикального оперения влево, и щиток на правой поверхности - вправо. Тем самым обеспечивается требуемое увеличение аэродинамического сопротивления и торможение самолета. Затем относительно этого исходного положения щитки каждого крыла отклоняют совместно с отклонением элерона 1 (фиг.11-16) этого крыла. При этом задние кромки элерона и щитков каждого крыла перемещаются в одном направлении, и дополнительные углы отклонения щитков не менее, чем в полтора раза, превышают углы отклонения задней кромки элерона. Щитки вертикального оперения отклоняют относительно исходного положения совместно с отклонением руля направления. При этом задние кромки руля направления и щитков вертикального оперения перемещаются в одном направлении, и дополнительные углы отклонения щитков не менее, чем в полтора раза, превышают углы отклонения задней кромки руля направления.

Тем самым в дополнение к увеличению аэродинамического сопротивления и торможению самолета обеспечивается также управление положением самолета. При управлении по крену элероны на левом и правом крыльях отклоняются антисимметрично, а при управлении по тангажу - симметрично. Соответственно, отклонение щитков следует отклонению элеронов.

Во втором варианте способа одновременно и совместно с отклонением на крыле элерона 1 (фиг.17-19) задней кромкой вверх из щели крыла выдвигают в поток вверх щиток 7 крыла. Одновременно и совместно с отклонением на крыле элерона 1 (фиг.17-19) задней кромкой вниз из щели крыла выдвигают в поток вниз щиток 7 крыла. При управлении по крену элероны на левом и правом крыльях отклоняют антисимметрично, а при управлении по тангажу - симметрично. Соответственно, выдвижение щитков следует отклонению элеронов. Одновременно и совместно с отклонением руля направления на вертикальном оперении задней кромкой влево из щели вертикального оперения выдвигают в поток влево щиток вертикального оперения. Одновременно и совместно с отклонением руля направления на вертикальном оперении задней кромкой вправо из щели вертикального оперения выдвигают в поток вправо щиток вертикального оперения. При управлении по крену элероны на левом и правом крыльях отклоняют антисимметрично, а при управлении по тангажу - симметрично. Соответственно, выдвижение щитков следует отклонению элеронов.

Предлагаемое устройство для реализации предложенных способов управления летательным аппаратом в первом варианте конструкции содержит отклоняемые заднюю кромку 1 и щитки 6 (фиг.11-16). Щитки установлены на верхней и нижней поверхностях крыла на участке впереди оси поворота элерона, до оси жесткости крыла. Ось поворота каждого щитка ориентирована вдоль размаха крыла примерно параллельно оси поворота элерона или оси жесткости крыла. Каждый из щитков имеет примерно тот же размах, что и элерон - отличие не более 50%. Каждый щиток, а также элерон снабжены индивидуальными приводами (не показаны) для их независимого отклонения при отсутствии кинематической связи щитка с элероном. Кроме того, щитки установлены на левой и правой поверхностях вертикального оперения на участке впереди оси поворота руля направления до оси жесткости вертикального оперения. Ось поворота каждого щитка ориентирована вдоль размаха вертикального оперения примерно параллельно оси поворота руля направления или оси жесткости вертикального оперения. Каждый из щитков имеет примерно тот же размах, что и руль направления - отличие не более 50%. Каждый щиток, а также руль направления снабжены индивидуальными приводами (не показаны) для их независимого отклонения при отсутствии кинематической связи щитка с рулем направления.

В предлагаемой конструкции устройства элерон, а также щиток могут быть снабжены общим приводом для совместного отклонения щитка и элерона крыла при наличии кинематической связи щитка крыла с элероном. При наличии кинематической связи щитков вертикального оперения с рулем направления руль направления, а также щитки могут быть снабжены общим приводом для их совместного отклонения.

Предлагаемое устройство во втором варианте конструкции содержит отклоняемую заднюю кромку 1 и выдвижной щиток 7 (фиг.17-19), плоскость которого перпендикулярна плоскости крыла и направлению потока. Щиток имеет примерно тот же размах, что и элерон - отличие не более 50%. Он расположен в щели крыла, ориентированной вдоль размаха крыла примерно параллельно оси поворота элерона или оси жесткости крыла, на участке впереди оси поворота элерона до оси жесткости крыла. Каждый элерон, а также щиток снабжены индивидуальными приводами для их независимого перемещения при отсутствии кинематической связи щитка с элероном. Вертикальное оперение также имеет щиток, плоскость которого перпендикулярна плоскости вертикального оперения и направлению потока. Щиток имеет примерно тот же размах, что руль направления - отличие не более 50%. Он расположен в щели вертикального оперения, ориентированной вдоль размаха вертикального оперения примерно параллельно оси поворота руля направления или оси жесткости вертикального оперения, на участке впереди оси поворота руля направления до оси жесткости вертикального оперения. Руль направления, а также щиток вертикального оперения снабжены индивидуальными приводами для их независимого перемещения при отсутствии кинематической связи щитков с рулем направления.

Кроме того, в предыдущей конструкции устройства при наличии кинематической связи щитка с элероном элерон, а также щиток крыла могут быть снабжены общим приводом для совместного отклонения щитка и элерона крыла. Руль направления и щитки вертикального оперения также могут быть снабжены общим приводом для их совместного перемещения при наличии кинематической связи щитков с рулем направления.

Для иллюстрации главного достоинства предложенных способов и устройств, заключающегося в высокой эффективности в широком диапазоне скоростных напоров, на фиг.20-21 приведены типичные графики, характеризующие влияние упругости конструкции на эффективность поперечного управления самолета с помощью предложенных органов управления - совместно отклоняемых щитков и элеронов. Этот результат получен при испытаниях в аэродинамической трубе упругоподобной модели крыла самолета. В качестве такой типичной характеристики может служить зависимость момента крена m_x от угла атаки при различных значениях скорости потока V. Момент крена m_x обусловлен как отклонением отдельно элерона 1 (фиг.11-16), например, на угол 10°, так и момента крена, обусловленного отклонением отдельно щитка (интерцептора) 6 (фиг.11-16), отклоненного на 90°, и, наконец, момента крена, обусловленного совместным отклонением элерона на угол 10° и щитка (интерцептора) на 90°. Отклонение щитка на 90° равносильно выдвижению в поток щитка 7 той же площади (фиг.17-19). Анализ зависимостей на фиг.20-21 свидетельствует о том, что эффективность элеронов быстро падает при увеличении скорости потока от 15 до 45 м/с. При дальнейшем росте скорости потока она может упасть до нуля и даже сменить знак - наступает реверс элеронов. Эффективность щитков (интерцепторов) падает с ростом скорости потока относительно меньше, но она обычно недостаточна при малых значениях скорости. Суммарная эффективность совместно отклоняемых элерона и щитков меньше суммы эффективности отдельно элерона и эффективности отдельно щитков. Но она больше (и это главное) эффективности отдельно элерона и эффективности отдельно щитков. Еще одно достоинство предложенных способов и устройств состоит в том, что изменение подъемной силы, обусловленной совместным отклонением элерона и щитков, происходит в зоне их расположения, то есть на конце крыла. Тем самым достигается эффективное управление не только по крену (и по тангажу для самолетов схемы "летающее крыло" большой стреловидности), но также управление изгибающими моментами в корне крыла при фиксированной перегрузке.