Система управления концевыми поверхностями крыла летательного аппарата

Система управления концевыми поверхностями крыла летательного аппарата

Иллюстрации

Показать все

Реферат

 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для улучшения поперечной управляемости и повышения максимально возможной перегрузки самолета на больших углах атаки. Целью изобретения является повышение эффективности управления по крену на больших углах атаки. Для этого в систему вводят в каждый канал управления задатчик 10 постоянного сигнала, инверторы 11, 13, второй сумматор 9, поляризованное реле 7 с замыкающим контактом 8 и датчик 11 положения выходного звена сервопривода. 1 ил.

СОЮЗ СОВЕТСКИХ

СОЦИАЛИСТИЧЕСКИХ

РЕСПУБЛИК (si)s В 64 С 13/06

ГОСУДАРСТВЕННОЕ ПАТЕНТНОЕ

ВЕДОМСТВО СССР (ГОСПАТЕНТ СССР) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

К ABTOP СКОМУ С ВИДЕТЕЛ Ь СТВУ. (21) 4827741/22 (22) 21.05.90 (46) 07.06.93. Бюл. М 21 (72) А.Н.Зубарев и С,В.Кудрявцев (56) Михалев И.А, Системы автоматического управления самолетом. — М.: Машиностроение, 1971, с. 51.

Виноградов Р.И., Мокрушин Л.В. Системы управления летательных аппаратов,—

Рига, РВВАИУ им, Я.Алксниса, 1981, с, 77—

78. (54) СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ КОНЦЕВЫМИ ПОВЕРХНОСТЯМИ КРЫЛА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Ц„„1819802 А1

2 (57) Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для улучшения поперечной управляемости и повышения максимально возможной перегрузки самолета на больших углах атаки.

Целью изобретения является повышение эффективности управления по крену на больших углах атаки. Для этого в систему вводят в каждый канал управления задатчик

10 постоянного сигнала, инверторы 11, 13, второй сумматор 9, поляризованное реле 7 с замыкающим контактом 8 и датчик 11 положения выходного звена сервопривода.

1 ил.

1819802

Предлагаемая система управления относится к авиационной технике и может быть использована для улучшения поперечной управляемости и повышения максимально возможной перегрузки самолета на больших углах атаки, Цель изобретения — повышение эффективности управления по крену на больших

- углах атаки летательного аппарата.

Поставленная цель достигается тем, что в систему управления ЛА, содержащую датчик угла атаки, ручку управления и два канала управления, включающих каждый дат ик положения ручки, первый сумматор и сервопривод концевой части крыла со штоком и датчиком обратной связи, согласно изобретению, дополнительно включены в каждый канал управления эадатчик постоянного сигнала, связанный с его выходом через первый инвертор своим вторым входом второй сумматор, связанный с его третьим входом своим выходом датчик угла атаки, одновременно электрически связгнный с выходом второго сумматора своим входом поляризованное реле и через замыкающие контакты поляризованного реле второй инвертор, выход которого связан с третьим входом первого сумматора, при этом с выходом сервопривода концевой части крыла со штоком кинематически связан своим входом датчик положения выходного звена сервопривода, выход которого электрически связан с первым входом второго сумматора, На чертеже представлена предлагаемая система управления ЛА, Система управления содержит ручку 1 управления и два канала управления, каждый из которых содержит датчик 2 положения ручки управления, первый сумматор 3, сервопривод 4 со штоком, датчик 5,обратной связи, второй инвертор 6, поляризованное реле 7 с замыкающим контактом 8, второй сумматор 9, эадатчик 10 постоянного сигнала, датчик 11 положения выходного звена сервопривода, датчик 12 угла этаки и

: первый инвертор 13.

Ручка управления 1 в каждом канале управления через датчик положения ручки

2, первый сумматор 3 связана с входом серЬопривода 4, шток которого кинематически связан с входом датчика 5 обратной связи и с входом датчика 11 положения выходного звена сервопривода. Выход датчика 5 обратной связи связан с вторым входом nepaom сумматора 3. Задатчик 10 постоянного сигнала через инвертор 13 связан с вторым входом второго сумматора 9, датчик 12 угла атаки связан с третьим входом второго сумматора 9. Управляющая обмотка поляриэованного реле 7 связана с выходом второго сумматора 9 и с замыкающим контактом 8 поляризованного реле 7, Выход сумматора

9 через инвертор 6 связан с третьим входом

5 первого сумматора 3, Система работает следующим образом.

При отклонении ручки 1 управления от нейтрального положения датчики 2 положения в каждом канале управления, вырабатывают два равных, но противоположных по знаку сигнала, которые пропорциональны величине отклонения ручки. Эти сигналы через первый сумматор 3 поступают на сервопривод 4 и вызывают отклонение концевых поверхностей крыла в противоположные стороны на угол +.дк(аналогично элеронам дэ). На одной части крыла при этом будет прирост подъемной силы, на другой (противоположной) будет падение, что и приводит к созданию кренящего момента.

Одновременно сигнал датчика 5 обратной связи, пропорциональный перемещению выходного звена сервопривода 4, поступает на второй вход первого сумматора 3 и вычитается из сигнала датчика 2 положения ручки. На втором сумматоре 9 складываются сигналы от датчика положения выходного звена сервопривода - дк 11, датчика 12 угла атаки самолета а 1 и задатчика 10 постоянного сигнала, соответствующий значению эффективного угла атаки концевой поверхности крыла со знаком "минус" — а эф после второго инвертора 13, Угол аэф соответствует максимальному углу атаки концевой поверхности крыла, при котором отсутствуют срывные явления. На выходе второго сумматора 9 получается сигнал, пропорциональный значению д, +а — аэф. Если на выходе второго сумматора 9 сигнал < О, это означает, что суммарный угол атаки концевой повеохности крыла, которая отклонена на.положительный угол + д,, не превышает значение аэф; (дк + а < а,ф), и срыва потока на концевой поверхности крыла нет. Указанный сигнал, поступая на управляющую обмотку поляризованного реле 7, обеспечи- вает разомкнутое состояние его контакта 8 и на третий вход первого сумматора 3 никакой сигнал не поступает. Концевая поверхность крыла, которая отклонена на отрицательный угол — д», тем более имеет суммарный угол этаки меньше аэф, (— д, + а (аэф) и мы ее из дальнейшего рассмотрения работы опускаем. Критичной является концевая поверхность крыла, которая отклоняется на положительный угол + д,, Положительный сигнал на выходе второго сумматора 9 может сформироваться по трем причинам;

1819802

20 дом датчика обратной связи, выход которого соединен с вторым входом первого сумматора, отличающаяся тем, что, с целью повышения эффективности управления по крену на больших углах атаки летательного аппарата, введены в каждый канал управления задатчик постоянного сигнала, два инвертора, датчик положения выходного звена сервопривода, поляризованное ре30 ле с замыкающим контактом и второй сумматор, при этом в каждом канале управления вход датчика положения выходного звена сервопривода кинематически связан со штоком сервопривода, а выход соединен инвертора, вход которого соединен с выходом задатчика постоянного сигнала, выход второго сумматора соединен с обмоткой управления поляризованного реле и через его замыкающий контакт подключен к входу второго инвертора, выход которого соединен с третьим входом первого сумматора, а

При угле атаки самолета a > a эф угол атаки концевых поверхностей крыла (при нейтральном положении ручки) будет равен а эф. При даче ручки по крену отклонится только одна концевая поверхность на отрицательный угол-д» (в положительную сторотретий вход второго сумматора соединен с выходом датчиком угла атаки.

Составитель Л,Филиппова

Техред ММоргентал Корректор М.Куль

Редактор Л,Волкова

Заказ 2002 Тираж Подписное

ВНИИПИ Государственного комитета по изобретениям и открытиям при ГКНТ СССР

113035, Москва, Ж-35, Раушская наб., 4/5

Производственно-издательский комбинат "Патент", r. Ужгород, ул.Гагарина, 101

1) при неподвижном положении положительно отклоненной концевой части крыла + д» и увеличении угла атаки самолета

+ a;

2) при неизменном угле атаки самолета

+ а и отклонени и концевой поверхности крыла на положительный угол атаки + д», 3) при совместном изменении угла атаки и отклонении концевой поверхности на положительный угол.

При этом одно из поляризованных реле

7 обеспечит замкнутое положение контакта

8 и на третий вход первого сумматора 3 через инвертор 6 поступит отрицательный сигнал, соответствующий превышению суммарного угла атаки концевой поверхности крыла над аэф. Сервопривод 4 отработает превышение в обратную сторону. Таким образом предлагаемая система управления обеспечивает не превышение суммарного угла атаки концевой поверхности крыла (а+ д»), отклоняемой на положительный угол д,, над значением аэф, Как бы не старался летчик, как бы не двигался самолет, суммарный угол атаки концевой поверхности крыла (а+ д») не может превысить значение а эф, Это обеспечивает безсрывное обтекание управляющих концевых поверхностей крыла при любых углах атаки самолета, а значит и сохранение управляемости по крену на этих режимах, Особую актуальность это имеет на больших углах атаки, когда в результате срыва потока с концевых поверхностей крыла при обычной системе управления по крену элероны либо теряют эффективность, либо наблюдается реверс элеронов (обратная реакция по крену). ну отклонение концевой поверхности

+ д, будет блокироваться работой системы управления), подъемная сила на этой части крыла упадет и возникнет момент крена нужного знака.

Формула изобретения

Система управления концевыми поверхностями крыла летательного аппарата, содержащая ручку управления, датчик угла атаки и два канала управления, каждый из которых содержит датчик положения ручки управления, первый сумматор, датчик обратной связи и сервопривод со штоком, причем ручка управления механически связана с датчикам положения ручки управления в каждом канале управления, выход датчика положения ручки управления соединен с первым входом первого сумматора, выход которого соединен с входом сервопривода, шток которого кинематически связан с вхо35 с первым входом второго сумматора, второй вход которого соединен с выходом первого