способ антиштопорного управления самолетом и система для его осуществления

Формула изобретения

1. Система антиштопорного управления самолетом, включающая блок определения текущих углов атаки самолета, блок задания критических углов атаки самолета, блок сравнения текущих углов атаки с критическими значениями, а также средства формирования управляющего воздействия, отличающаяся тем, что она снабжена укрепленными на фюзеляже самолета импульсными реактивными двигателями, а упомянутые средства включают блок определения аэродинамических и демпфирующих ускорений, блок определения величин основных и корректирующих импульсов силы в поперечном направлении движения самолета, формирователь сигнала включения импульсных реактивных двигателей и исполнительные механизмы импульсных реактивных двигателей, при этом выход упомянутого блока сравнения соединен с входом блока определения аэродинамических и демпфирующих ускорений, выход которого соединен с входом блока определения величин основных и корректирующих импульсов силы в поперечном направлении движения самолета, выход которого подключен к входу формирователя сигнала включения импульсных реактивных двигателей, выходы которого подключены ко входам исполнительных механизмов импульсных реактивных двигателей.

2. Система по п.1, отличающаяся тем, что в качестве импульсных реактивных двигателей использованы жидкореактивные двигатели.

3. Система по п.1, отличающаяся тем, что в качестве импульсных реактивных двигателей использованы реактивные двигатели с набором пороховых шашек.

4. Способ антиштопорного управления самолетом, включающий измерение текущего угла атаки самолета и сравнение текущего угла атаки с заранее заданными его критическими значениями, отличающийся тем, что при превышении углом атаки самолета критических значений осуществляют коррекцию положения фюзеляжа самолета по углу атаки системой антиштопорного управления по любому из пп.1-3 путем придания ему импульса силы для создания ускорения в поперечном направлении движения самолета, направленного в сторону, обеспечивающую снижение текущего угла атаки по абсолютной величине и возвращение текущего значения угла атаки в зону допустимых значений.

5. Способ по п.4, отличающийся тем, что величину импульса силы определяют, исходя из необходимости компенсации аэродинамических и демпфирующих ускорений, действующих на фюзеляж самолета.

6. Способ по п.4, отличающийся тем, что коррекцию положения фюзеляжа и угловой скорости самолета осуществляют путем придания ему совокупности корректирующих импульсов.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области авиации, а именно, к способам управления самолетами, направленным на улучшение характеристик сваливания самолета и штопора.

Улучшение характеристик сваливания и штопора самолета диктуется, прежде всего, необходимостью обеспечения безопасности эксплуатации самолетов. По мировой статистике летных происшествий, около пятидесяти процентов аварий и катастроф самолетов происходит именно на этих режимах. Проблемы сваливания и штопора являются критическими для всех типов самолетов. Обеспечение безопасности полета на больших углах атаки весьма важно для пассажирских и транспортных самолетов. Решение проблем сопротивляемости самолета сваливанию и штопору очень важно для пассажирских самолетов, а также для учебно-тренировочных самолетов, которые могут эксплуатироваться сравнительно слабоподготовленными пилотами.

Известны устройства в виде гребней (ребер), устанавливаемых на верхней поверхности крыла перпендикулярно к ней, см. патент US 5575442. Установка таких гребней приводит к затягиванию по углу атаки срыва потока на верхней поверхности крыла.

Недостатком такого устройства является то, что оно не предназначено для увеличения поперечной устойчивости, а следовательно, и улучшения характеристики сваливания крыла. Более того, такие гребни на верхней поверхности крыла приводят к ухудшению поперечной устойчивости крыла, а следовательно, к сваливанию на крыло.

Известно устройство для регистрации угла атаки самолета, содержащее приемник воздушного давления и генератор вихря, установленные на летательном аппарате, в котором с целью повышения точности регистрации приемник расположен на одной оси с генератором вихря, составляющей с продольной осью самолета угол, равный критическому, см. а.с. 533066.

Известна система управления углом атаки самолетов за счет изменения тяги двигателей, содержащая блок датчиков, выход которого по сигналу воздушной скорости через блок формирования суммарного ускорения, а выход по сигналу отклонения угла атаки от заданного значения - через блок выделения длиннопериодической составляющей угла атаки подключены соответственно к первому и второму входам первого сумматора, соединенного своим выходом с исполнительным блоком, выходы по сигналу продольной перегрузки и по сигналу угла тангажа подключены соответственно к первому и второму входам второго сумматора, в которую с целью повышения точности управления введены блок умножения, включенный между выходом блока датчиков по сигналу угла атаки и третьим входом второго сумматора, выход которого подключен ко второму входу блока формирования суммарного ускорения, последовательно соединенные третий сумматор, усилитель, четвертый сумматор и фильтр высоких частот, выход которого подключен ко вторым входам блока умножения и блока выделения длиннопериодической составляющей угла атаки, а первый и второй входы третьего сумматора и второй вход четвертого сумматора соответственно соединены с выходами блока датчиков по сигналам угла тангажа, угла атаки и нормальной перегрузки, см. а.с. 818116.

Известно устройство для ограничения пилотажных параметров летательного аппарата, содержащее датчик угла атаки, датчик числа Маха, датчик положения механизации крыла, датчик угла стреловидности крыла, датчик вариантов весовой загрузки, датчик вариантов внешних подвесок, датчик перегрузки, первый и второй элементы сравнения, блок формирования предельно допустимого значения перегрузки, два дифференцирующих блока, блок формирования предельно допустимого значения угла атаки, первый и второй сумматоры, блок сигнализации и блок индикации, в котором с целью повышения безопасности пилотирования летательного аппарата при выполнении маневра в режиме штурвального управления в условиях полета, близких к предельно допустимым по углу атаки и перегрузке, введены датчик положения штурвальной колонки, задатчик порогового значения скорости изменения угла атаки, блок формирования и запоминания последнего установившегося значения угла атаки, блок запоминания предыдущего установившегося значения угла атаки, задатчик порогового значения скорости изменения положения штурвальной колонки, блок формирования и запоминания последнего установившегося значения положения штурвальной колонки, третий дифференцирующий блок, четыре блока вычитания, два умножителя, блок формирования и запоминания последнего установившегося значения перегрузки, блок запоминания предыдущего установившегося значения перегрузки, блок запоминания предыдущего установившегося значения положения штурвальной колонки, два делителя, третий и четвертый сумматоры, третий, четвертый, пятый и шестой элементы сравнения, элемент сигнализации "стоп ручка", см. патент РФ 1795624.

Данному аналогу присуща совокупность признаков, наиболее близкая к совокупности существенных признаков заявляемого изобретения.

Известен способ антиштопорного управления самолетом, позволяющий улучшить характеристики сваливания и штопора самолета с помощью пластин в виде аэродинамических гребней, установленных симметрично относительно продольной плоскости симметрии самолета на нижней поверхности крыла. Аэродинамические гребни начинаются не далее чем 0,2 в, заканчиваются на расстоянии 0,3÷1,0 в от передней кромки крыла и имеют максимальную высоту до 0,3 в, где в - аэродинамическая хорда крыла в месте установки аэродинамического гребня, см. патент RU 2297364.

Известен способ управления самолетом, позволяющий ограничивать пилотажные параметры самолета при достижении ими предельно допустимых значений, см. патент RU 2281882. Способ реализуют путем измерения угла атаки, текущего положения закрылков, стреловидности крыла, данные о которых поступают на входы блока формирования истинного текущего угла атаки, который сравнивают с предельно допустимыми его значениями и при приближении текущего угла атаки к предельно допустимому включают предупреждающую сигнализацию, что осуществляют с учетом скорости изменения угла атаки. Технический результат выражается в повышении точности определения текущего угла атаки самолета и соответственно формирования предупредительного сигнала по углу атаки.

Данному аналогу присуща совокупность признаков, наиболее близкая к совокупности существенных признаков изобретения.

В основу настоящего изобретения положено решение технической задачи повышения безопасности пилотирования самолета путем обеспечения его выравнивания по углу атаки при превышении этим углом заранее заданных предельных значений.

Сущность первого независимого объекта заявляемого изобретения как технического решения выражается в следующей совокупности существенных признаков, достаточной для достижения указанного выше обеспечиваемого изобретением технического результата.

Система антиштопорного управления самолетом, включающая блок определения текущих углов атаки самолета, блок задания критических углов атаки самолета, блок сравнения текущих углов атаки с критическими значениями, а также средства формирования управляющего воздействия, характеризуется тем, что она снабжена укрепленными на фюзеляже самолета импульсными реактивными двигателями, а упомянутые средства включают блок определения аэродинамических и демпфирующих ускорений, блок определения величин основных и корректирующих импульсов силы в поперечном направлении движения самолета, формирователь сигнала включения импульсных реактивных двигателей и исполнительные механизмы импульсных реактивных двигателей, при этом выход упомянутого блока сравнения соединен с входом блока определения аэродинамических и демпфирующих ускорений, выход которого соединен с входом блока определения величин основных и корректирующих импульсов силы в поперечном направлении движения самолета, выход которого подключен ко входу формирователя сигнала включения импульсных реактивных двигателей, выходы которого подключены ко входам исполнительных механизмов импульсных реактивных двигателей.

В этом заключается совокупность существенных признаков второго независимого объекта изобретения, обеспечивающая получение технического результата во всех случаях, на которые распространяется испрашиваемый объем правовой охраны.

Кроме того, второй независимый объект заявленного техническое решение имеет ряд факультативных признаков, а именно:

- в качестве импульсных реактивных двигателей могут быть использованы жидкореактивные двигатели;

- в качестве импульсных реактивных двигателем могут быть использованы реактивные двигатели с набором пороховых шашек.

Сущность второго независимого объекта заявляемого изобретения как технического решения выражается в следующей совокупности существенных признаков, достаточной для достижения указанного выше обеспечиваемого изобретением технического результата.

Способ антиштопорного управления самолетом, включающий измерение текущего угла атаки самолета и сравнение текущего угла атаки с заранее заданными его критическими значениями, характеризующийся тем, что при превышении углом атаки самолета критических значений осуществляют коррекцию положения фюзеляжа самолета по углу атаки системой антиштопорного управления по любому из п.п.1-3 путем придания ему импульса силы для создания ускорения в поперечном направлении движения самолета, направленного в сторону, обеспечивающую снижение текущего угла атаки по абсолютной величине и возвращение текущего значения угла атаки в зону допустимых значений.

В этом заключается совокупность существенных признаков первого независимого объекта изобретения, обеспечивающая получение технического результата во всех случаях, на которые распространяется испрашиваемый объем правовой охраны.

Кроме того, первый независимый объект заявленного техническое решение имеет ряд факультативных признаков, а именно:

- величину импульса силы определяют исходя из необходимости компенсации аэродинамических и демпфирующих ускорений, действующих на фюзеляж самолета;

- коррекцию положения фюзеляжа и угловой скорости самолета осуществляют путем придания ему совокупности корректирующих импульсов.

Заявителем не выявлены источники, содержащие информацию о технических решениях, совокупности признаков которых совпадают с совокупностью отличительных признаков заявленного изобретения, что позволяет сделать вывод о его соответствии условию "новизна".

Отдельные отличительные признаки заявленного изобретения, такие как формирователи сигналов, исполнительные механизмы, импульсные реактивные двигатели, известны из уровня техники, однако заявителю не известны какие-либо публикации, которые содержали бы сведения о влиянии данных отличительных признаков изобретения на достигаемый технический результат, который заключается в том, что в автоматическом режиме обеспечивается надежное выравнивание самолета по углу атаки и снижается вероятность его сваливания и штопора.

В связи с этим, по мнению заявителя, можно сделать вывод о соответствии заявляемого технического решения условию "изобретательский уровень".

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 изображена компоновка самолета с установленными на его фюзеляже двумя импульсными реактивными двигателями, на фиг.2 - блок-схема заявленной системы управления самолетом.

Система для осуществления антиштопорного управления самолетом включает блок 1 определения текущих углов атаки самолета, блок 2 задания критических углов атаки самолета, блок 3 сравнения текущих углов атаки с критическими значениями, блок 4 определения аэродинамических и демпфирующих ускорений, блок 5 определения величин основных и корректирующих импульсов силы в поперечном направлении движения самолета, формирователь 6 сигнала, исполнительные механизмы 7 импульсных реактивных двигателей 8, которые встроены в фюзеляж самолета 9. Для увеличения выравнивающего момента при работе импульсных реактивных двигателей 8 они размещаются на фюзеляже самолета исходя из условия максимального их удаления от центра масс самолета 9. Импульсные реактивные двигатели 8 могут быть выполнены в виде жидкореактивных двигателей с регулируемой тягой или в виде пороховых реактивных двигателей с набором пороховых шашек, обеспечивающих необходимую тягу.

Способ управления самолетом с помощью заявленной системы реализуют следующим образом.

Заявленная система антиштопорного управления самолетом работает параллельно штатной системе управления угловым движением самолета. С помощью блока 1 измеряют текущий угол атаки самолета 9 и в блоке 3 сравнивают его с заранее заданными в блоке 2 его критическими значениями. При превышении углом атаки самолета 9 критических значений осуществляют коррекцию положения фюзеляжа самолета 9 по углу атаки путем придания ему импульса силы F_имп для создания ускорения в поперечном направлении движения самолета 9, направленного в сторону, обеспечивающую снижение текущего угла атаки по абсолютной величине и возвращение текущего значения угла атаки в зону допустимых значений. Импульс силы F_имп фюзеляжу самолета 9 придают, например, с помощью укрепленных на фюзеляже двух импульсных реактивных двигателей 8. Величину импульса силы F_имп в блоке 5 определяют исходя из необходимости компенсации аэродинамических и демпфирующих ускорений, действующих на фюзеляж самолета 9, определяемых в блоке 4. Формирователь 6 подает сигнал на исполнительный механизм 7 одного из импульсных реактивных двигателей 8, в результате срабатывания которого угол атаки возвращается в зону допустимых значений. С целью обнуления угловой скорости самолета по окончании коррекции угла атаки система обеспечивает формирование и подачу дополнительного корректирующего импульса на исполнительный механизм 7 соответствующего реактивного двигателя 8. При изменении знака угла атаки и превышении им критических значений срабатывает другой импульсный реактивный двигатель 8.

Возможность промышленного применения заявленного технического решения подтверждается известными и описанными в заявке средствами, с помощью которых возможно осуществление изобретения в том виде, как оно охарактеризовано в формуле изобретения. Заявленный способ может быть реализован с использованием известных технических средств (импульсные реактивные системы, исполнительные механизмы, формирователи сигналов и т.п.), что обусловливает, по мнению заявителя, его соответствие условию «промышленная применимость».

Использование заявленного решения по сравнению со всеми известными средствами аналогичного назначения обеспечивает повышение безопасности пилотирование самолетов, в первую очередь пассажирских, путем обеспечения их выравнивания по углу атаки при превышении этим углом заранее заданных предельных значений в сложных летных условиях либо в результате неправильных действий экипажа.