Устройства для управления силовыми установками и их размещение (B64D31)
B64 Воздухоплавание; авиация; космонавтика(13655)
B64D31 Устройства для управления силовыми установками и их размещение (устройства для управления полетом B64C)(114)
B64D31/02 - Управляющие устройства(8)
B64D31/04 - Ручные(27)
B64D31/06 - Автоматические(15)
B64D31/08 - Для поддерживания постоянной крейсерской скорости (объединенное управление силовыми установками и воздушными винтами B64C)(3)
B64D31/12 - Для выравнивания или синхронизации работы силовых установок(6)
B64D31/14 - Передачи между управляющими устройствами и силовыми установками(35)
Комбинированный рычаг управления общим шагом и перенастройки двигателей летательного аппарата // 2793370
Изобретение относится к авиационной технике и касается рычага управления общим шагом летчика, комбинированного с рукояткой перенастройки оборотов двигателей вертолета. Комбинированный рычаг управления содержит кронштейн с установленным на нем валом, на котором закреплен рычаг общего шага, имеющий полый корпус, внутри которого установлен вал.
Способ управления самолётом в режиме системы автоматического управления "уход на второй круг" // 2792904
Изобретение относится к способу управления самолетом в режиме САУ «Уход на второй круг». Для управления самолетом приборную скорость формируют с учетом максимально допустимой скорости полета (VFE) для текущего положения закрылков и предкрылков с линейной интерполяцией между узловыми точками с учетом запаса на понижение скорости, определяемое функцией защиты диапазона (ФЗД) скоростных параметров определенным образом.
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к механизмам управления режимами работы двигателей самолетов. Устройство для управления тягой двигателя самолета содержит кронштейн, на котором установлена рукоятка управления мощностью двигателя и выполнено в виде линейного привода, содержащего якорь с обмотками и индуктор с постоянными магнитами.
Изобретение относится к двигателестроению. В способе работы гибридной силовой установки летательного аппарата осуществляют запуск теплового двигателя и электродвигателя, связанного с винтовым движителем.
Группа изобретений относится к устройству, системе и способу контроля высокого и низкого напряжения системы генерирования электрической энергии на базе топливных элементов летательного аппарата. Устройство контроля содержит: совокупность блоков сравнения, выходную шину необработанного высокого напряжения элементов, выходную шину необработанного низкого напряжения элементов, первый полосно-пропускающий фильтр низких частот, второй полосно-пропускающий фильтр низких частот, выходное буферное устройство.
Система оперативного управления оборудованием подвижного объекта содержит два четырехпозиционных переключателя с осевым нажатием (4ПП), один из которых установлен на рукоятке управления положением подвижного объекта, а другой – на рукоятке управления двигателем под правую и левую руку соответственно, экран индикатора, вычислитель, выполненная с возможностью выбора задач управления оборудованием подвижного объекта и выполнения их с помощью соответствующих 4ПП.
Движитель летательного аппарата, способ работы силовой установки движителя и летательный аппарат // 2749525
Группа изобретений относится к движителю летательного аппарата, способу работы силовой установки движителя, летательному аппарату. Движитель содержит генератор переменной частоты, схему возбуждения для наведения магнитного поля в генераторе, компенсационную схему для регулировки сигнала возбуждения.
Группа изобретений относится к устройству для позиционирования механизма управления транспортного средства и удержания положения этого механизма, устройству и способу для переключения между авиационным автопилотом и ручным усилием на рукоятке управления.
Изобретение относится к движительным установкам летательных аппаратов. Движительная система (110) летательного аппарата (100) включает в себя вентилятор, главную силовую установку, форсажную силовую установку, устройство управления, узел гидравлической муфты (160) и гидравлический контур.
Изобретение относится к системам управления летательных аппаратов. Резервированный электромеханический силовой минипривод состоит из нескольких исполнительных механизмов, каждый из которых содержит бескорпусной электрический двигатель, двухступенчатую волновую передачу с телами качения и электромеханическую муфту.
Группа изобретений относится к системе и способу управления тягой летательного аппарата, материальному компьютерочитаемому носителю данных, содержащих инструкции для осуществления способа. Система управления тягой содержит датчик измерения скорости бокового ветра, блок управления плавным увеличением тяги.
Автоматическое управление тягой в полёте // 2734364
Группа изобретений относится к способу и системе автоматического управления тягой в полете, способу управления автоматом тяги летательного аппарата, материальному машиночитаемому носителю. Для автоматического управления тягой в полете вычисляют угол датчика положения рычага управления двигателя определенным образом, управляют рычагом управления двигателем для поддержания предпочтительного режима полета летательного аппарата.
Гибридная силовая установка // 2727287
Гибридная силовая установка для самолетов с двумя или более винтовыми движителями содержит двигатель внутреннего сгорания с системой его автоматического управления, систему подачи топлива, электродвигатели, общее число которых соответствует количеству винтовых движителей, систему управления силовой установкой, основную электрическую сеть постоянного тока, блок генерирования электрической энергии, блок аккумулирования электрической энергии, соединенные определенным образом.
Изобретение относится к управлению газотурбинным двигателем с применением реверса тяги при торможении самолета. Способ управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя включает в себя блокировку управляющего сигнала на включение реверсивного устройства при положении рычага управления двигателем вне зоны режима малого газа газотурбинного двигателя или при отсутствии информационного сигнала или сигналов, характеризующих приземление самолета.
Изобретение относится к летательному аппарату и способу стабилизации летательного аппарата. Летательный аппарат содержит датчик для измерения ветра, исполнительные механизмы, встроенную базу данных на борту летательного аппарата, средство анализа и управления, средство для измерения воздействий на положение летательного аппарата.
Использование: в области электротехники. Технический результат - предотвращение повреждения или выхода из строя воздушного судна из-за возможного отключения выхода электронного регулятора вследствие перенапряжения в ходе выполнения воздушным судном активного маневрирования.
Устройство приема сигналов от датчиков // 2695498
Изобретение относится к области информационно-измерительной техники. Технический результат заключается в обеспечении приема сигналов от датчиков.
Группа изобретений относится к устройству и способу регулирования вспомогательного двигателя, конструкции многомоторного самолета, вертолету, содержащему такую конструкцию. Устройство регулирования вспомогательного двигателя содержит газогенератор, свободную турбину, пропорционально-интегральный регулятор, выполненный с возможностью приема сигнала, характеризующего погрешность скорости свободной турбины вспомогательного двигателя.
Группа изобретений относится к способу и устройству улучшения путевой управляемости самолета-амфибии (гидросамолета) при глиссировании. Для улучшения путевой управляемости на рулевые приводы аэродинамических органов управления самолетом параллельно с управляющими сигналами с постов управления кабины экипажа поступают сигналы, формируемые с учетом сигналов от датчиков параметров движения самолета вычислителем системы дистанционного управления по заданному алгоритму, используют автоматическую переключаемую стабилизацию заданных значений углов крена и рыскания определенным образом.
Группа изобретений относится к способу управления воздушным судном в ответ на движение рыскания, системе управления для стабилизации воздушного судна в ответ на движение рыскания, воздушному судну, содержащему такую систему.
Двухканальная архитектура // 2679706
Группа изобретений относится к способу и системе управления полетом летательного аппарата. Система управления полетом содержит два блока обработки для управления приводом двигателя летательного аппарата, не менее двух датчиков для каждого блока обработки, аварийные средства связи.
Изобретение относится к способу регулирования газотурбинных двигателей двухмоторного вертолета. В частности, изобретение касается способа обнаружения неисправности первого газотурбинного двигателя, называемого неисправным двигателем (4), двухмоторного вертолета и управления вторым газотурбинным двигателем, называемым исправным двигателем (5).
Изобретение относится к способу синхронизации двигателей самолета. Для синхронизации двигателей используют активационные логические схемы для каждого двигателя.
Система управления полетом летательного аппарата содержит два блока обработки, средства двухсторонней связи между первым и вторым блоками обработки, выполненные с возможностью быть активными одновременно, аварийные средства связи, содержащие сеть датчиков или приводов и защищенную бортовую сеть для авионики.
Группа изобретений относится к системам и способам запуска летательных аппаратов. Система запуска летательных аппаратов содержит пусковое плечо, которое содержит датчики нагрузки.
Изобретение относится к силовым установкам летательных аппаратов. Способ синхронизации и обеспечения симметрии тяги воздушных винтов (1) силовой установки летательных аппаратов заключается в том, что в случае отказа одного из двигателей внутреннего сгорания (2) муфта свободного хода (4) отключает его от кинематической схемы.
Устройство сбора данных // 2646379
Изобретение относится к информационно-измерительной технике и может найти применение в составе бортовых систем управления общесамолетным или вертолетным оборудованием. Технический результат заключается в обеспечении встроенного контроля входящих в предлагаемое устройство элементов, что ведет к сокращению времени на техническое обслуживание.
Изобретение относится к авиационной и ракетной технике. Способ управления авиационным воздушно-реактивным двигателем (ВРД) летательного аппарата (ЛА) включает измерение давления и температуры воздуха на входе в ВРД, преобразование информации с датчиков давлений и температуры и передачу преобразованной информации по каналу (4) обмена информацией к вычислителю (8), обработку полученной информации в вычислителе (8) по заранее установленным алгоритмам поддержания скорости летательного аппарата на различных высотах движения аппарата, выдачу управляющих сигналов на агрегаты ВРД.
Изобретение относится к авиации и касается создания самолетов-амфибий (гидросамолетов) с реактивными двигателями. Гидросамолет с реактивными двигателями содержит фюзеляж-лодку, крыло, оперение и силовую установку.
Устройство управления для двигателя // 2638883
Группа изобретений относится к устройству управления двигателем, автономной электронно-цифровой автоматической системе регулирования, турбовинтовому двигателю и двигателю с некапотированным вентилятором.
Система управления летательного аппарата // 2630567
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям устройств управления тягой силовых установок на воздушных судах. Система управления летательного аппарата содержит штурвал, штурвальную колонку и, по меньшей мере, один орган управления тягой с электроприводом.
Группа изобретений относится к способу и системе регулирования мощности в случае отказа двигателя летательного аппарата. Для регулирования мощности при отказе по меньшей мере одного двигателя летательного аппарата увеличивают пределы работы основной силовой установки типа двигателя (GPP) в соответствии с тремя аварийными режимами, расположенными последовательно в порядке уменьшения уровня мощности.
Способ синхронизации двигателей самолета // 2605140
Изобретение относится к управлению двигателями самолета. Способ синхронизации двигателей самолета с помощью логики активации, предназначенной для проверки условий безопасности и/или активации для применения синхронизации, где логика активации определяет деактивированное состояние, состояние готовности и активированное состояние.
Способ помощи пилоту однодвигательного винтокрылого летательного аппарата в режиме авторотации // 2556055
Изобретение относится к области авиации, в частности к системам автоматического управления летательными аппаратами. Способ помощи пилоту однодвигательного винтокрылого летательного аппарата (1) на этапе полета в режиме авторотации включает мониторинг работы во время полета теплового двигателя (13), чтобы определить его отказ, в частности, через падение мощности на указанном несущем винте (2), и затем, когда определен отказ указанного теплового двигателя (13), управляют электрической машиной (12) на подачу вспомогательной мощности We на указанный несущий винт (2), чтобы помочь, таким образом, пилоту указанного летательного аппарата (1) управлять указанным летательным аппаратом (1) на этапе полета в режиме авторотации вследствие указанного отказа.
Изобретение относится к авиационной технике и предназначено для использования в управлении летательными аппаратами, в том числе пассажирскими самолетами. Техническим результатом является повышение надежности и улучшение контролепригодности.
Изобретение относится к области авиации, в частности к способам управления гибридными вертолетами. Способ регулирования скорости движения гибридного вертолета, содержащего, по меньшей мере, один несущий винт и один движительный воздушный винт, снабженный совокупностью лопастей с изменяемым шагом, приводимые во вращение, по меньшей мере, одним двигателем, включает пилотируемый процесс, в котором выработку команд управления заданным значением среднего шага лопастей движительного воздушного винта генерируют при помощи ручного органа управления в зависимости от мощности, потребляемой этим винтом, и корректирующего процесса, в котором команды пилотирования корректируют с учетом, по меньшей мере, одного ограничительного параметра регулирования, связанного со свойствами прочности гибридного вертолета.
Изобретение относится к электротехнике и может быть применено в приводах аэродинамических поверхностей летательных аппаратов. Устройство электромеханического привода интерцептора крыла самолета установлено на оси поворота, закрепленной в каркасе крыла, и имеет приводное звено многозвенного механизма, закрепленное на внутренней поверхности интерцептора.
Способ управления самолетом с двумя и более двигателями заключается в дифференциальной подаче топлива в двигатели. Подача осуществляется наряду с основными топливными насосами двигателей еще и от дополнительной топливной системы, приводимой в действие от приводной рессоры одного из основных двигателей или от электродвигателя и управляемой от гироскопической системы стабилизации-управления электрического или пневматического типа.
Изобретение относится к области авиации, в частности к системам управления двигателями летательных аппаратов. Устройство для определения положения рычага (2) газа содержит датчики положения (P, R), каждый из которых связан с первичным вычислителем управления полетом, и датчики положения, каждый из которых связан с вычислителем управления двигателем, при этом упомянутые датчики положения распределены, по меньшей мере, по трем группам датчиков, не имеющим общей простой неисправности, и, по меньшей мере, один вычислитель (PRIM), называемый интерфейсным вычислителем, содержащий, по меньшей мере, один вход для приема данных измерения, передаваемых вычислителями, связанными с датчиками положения, а также выходы к вычислителю управления двигателем (EEC).
Изобретение относится к устройству для электронно-цифровой системы управления двигателем (FADEC) летательного аппарата (ЛА), содержащему, по меньшей мере, один компонент (300) авионики, один интерфейс двигателя (310) и, по меньшей мере, один регулятор двигателя (315), размещенный внутри или вблизи двигателя (320) ЛА.
Изобретение относится к области электротехники и может быть использовано в регуляторе мощности и регуляторе процесса или устройства (1) регулировки мощности, которые предназначены для регулирования гибридного источника энергии для летательного аппарата.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах (САУ) автоматического управления турбовинтовыми силовыми установками (СУ) вертолетов. .
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах автоматического управления турбовинтовыми силовыми установками вертолетов. .
Изобретение относится к электроснабжению летательных аппаратов. .
Изобретение относится к электротехнике и может быть применено в приводах автоматических систем управления летательных аппаратов, в частности, в качестве привода аэродинамических рулей. .
Изобретение относится к системам управления силовыми газотурбинными установками. .
Изобретение относится к способу управления силовыми установками. .
Способ контроля двигателя самолета // 2388661
Изобретение относится к способу контроля двигателя самолета. .
Изобретение относится к способу и устройству управления тягой многодвигательного летательного аппарата. .
Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к тактильным системам предупредительной сигнализации для вертолетов. .
