Система управления самолета

 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при создании легких и спортивно-пилотажных самолетов . Цель изобретения - упрощение конструкции, снижение веса и улучшение эксплуатационных характеристик системы. Система управления аэродинамическими управляемыми поверхностями самолета имеет ручку управления, проводку управления , состоящую из тяг и качалок, и триммеркомпенсатор. Штанга жестко соединена с ручкой управления, является ее продолжением и выходит через пол кабины пилота за ободы фюзеляжа самолета. Триммер-компенсатор выполнен в виде аэродинамической поверхности малого удлинения и шарнирно установлен на свободном конце штанги. Дополнительная тяга регулируемой длины одним концом шарнирно соединена стриммером-компенсатором а другим концом - со своим приводом, шарнирно установленным на кронштейне штанги Разводка тяг управления выполнена от кронштейна. 2 ил сл

СОЮЗ СОВЕТСКИХ

СОЦИАЛ ИСТИЧ Е С К ИХ

РЕСПУБЛИК (я)5 В 64 С 5/10, 9/30

ГОСУДАРСТВЕННЫЙ КОМИТЕТ

ПО ИЗОБРЕТЕНИЯМ И ОТКРЫТИЯМ

ПРИ ГКНТ СССР

ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

К ПАТЕНТУ 4 о с 3 4

Ql (21) 4849771/23 (22) 11.06.90 (46) 15.09.92. Бюл. М 34 (71) Экспериментальное объединение "Фотон (72) К.М. Жидовецкий (73) Акционерное общество "Авиатика" (56) Пришкольник В.А„Янкевич Ю.Н, Самолет Як-18T, — М.; Транспорт, 1978, с. 59, 66, рис. 27, 32. (54) СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТА (57) Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при создании легких и спортивно-пилотажных самолетов, Цель изобретения — упрощение конструкции, снижение веса и улучшение эксплуатацион н ых ха рактеристик системы.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при создании легких и спортивно-пилотажных самолетов.

Наиболее близким техническим решением является система управления самолета Як-18Т, содержащая ручку управления. проводку управления к управляемым аэродинамическим поверхностям и к триммерукомпенсатору, состоящую из тяг и качалок.

Недостатком данного технического решения является то, что применяется традиционно известный триммер, устанавливаемый на задней кромке руля высоты. Наличие триммера на задней кромке руля влечет за собой существенное увеличение весового балансира руля и, как следствие, ухудшение массово-инерционных характеристик руля высоты. Кроме того, размещение триммера непосредственно на ру„„5U„„1762751 АЗ

Система управления аэродинамическими управляемыми поверхностями самолета имеет ручку управления, проводку управления, состоящую из тяг и качалок, и триммеркомпенсатор. Штанга жестко соединена с ручкой управления, является ее продолжением и выходит через пол кабины пилота за ободы фюзеляжа самолета. Триммер-компенсатор выполнен в виде аэродинамической поверхности малого удлинения и шарнирно установлен на свободном конце штанги, Дополнительная тяга регулируемой длины одним концом шарнирно соединена с триммером-компенсатором. а другим концом — со своим приводом, шарнирно установленным на кронштейне штанги.

Разводка тяг управления выполнена от кронштейна. 2 ил. ле высоты вызывает необходимость ïðîкладки проводки управления через весь самолет от органов управления триммером в кабине пилота до собственного триммера.

Целью изобретения является упрощение конструкции, снижение веса и улучшение эксплуатационных характеристик.

Поставленная цель достигается тем, что система управления самолета, содержащая ручку управления, проводку управления к аэродинамическим управляемым поверхностям и триммеру-компенсатору. состоящую из тяг и качалок. согласно изобретению, снабжена штангой, жестко соединенной с ручкой управления, являющейся ее продолжением и выходящей через пол кабины пилота за обводы фюзеляжа, кронштейном, установленным на штанге, и дополнительной тягой регулируемой длины с приводом, при этом триммер-компенсатор выполнен в

1762751 виде аэродинамической поверхности малого удлинения и шарнирно установлен на свободном конце штанги, дополнительная тяга регулируемой длины одним концом шарнирно соединена с триммером-компенсатором на некотором расстоянии от точки подвески последнего на штанге, а другим концом соединена с приводом, шарнирно установленным на кронштейне штанги, причем проводка тяг управления к аэродинамическим управляемым поверхностям выполнена от кронштейна штанги.

На фиг, 1 изображена система управления в компоновке на самолете: на фиг. 2— узел! на фиг. 1.

Система управления аэродинамическими управляемыми поверхностями 1 самолета 2 имеет ручку 3 управления, проводку управления, состоящую из тяг 4 и качалок 5, / и триммер-компепса ui и. шi п же -ко соединена с ручкой 3 управления, является ее продолжением и выходит через пол 8 кабины 9 пилота 10 за ободы фюзеляжа самолета 2. Кронштейн 11 установлен на штанге 7. Триммер-компенсатор 6 шарнирно установлен на свободном конце штанги

7. Дополнительная тяга 12 регулируемой длины одним концом шарнирно соединена с триммером-компенсатором 6 на некотором расстоянии от точки подвески последнего на штанге 7, а другим концом соединена со своим приводом 13, шарнирно установленным на кронштейне 11 штанги 7. Разводка тяг 4 управления к управляемым поверхностям 1 выполнена от кронштейна 11 штанги 7, Система функционирует следующим образом.

В полете пилот 10 отклоняет ручку 3 управления, посредством тяг 4 управления и качалок 5 отклоняет аэродинамические управляемые поверхности 1. Самолет 2 совершает эволюции в заданном режиме.

Отклоняя в ходу управления по тангажу ручку управления 3 относительно точки А, пилот 10 одновременно отклоняет жестко связанную с ней штангу 7 и, следовательно, триммер-компенсатор б, установленный на ней шарнирно на углы у и д . При этом на триммере-компенсаторе 6, выполненном в виде аэродинамической поверхности малого удлинения, Л =2 — 3, возникает аэродинамическая сила, направленная либо вверх при отклонении на угол у, либо вниз при отклонении на угол д . Эта сила, располо5

55 женная на определенном плече относительно точки А, вызывает относительно последней шарнирный момент, который либо суммируется, либо вычитается из шарнирного момента на ручке3 управления от аэродинамических управляемых поверхностей

1. При этом сохраняется возможность при текущем значении углов 1и д посредством дополнительной тяги 12 регулируемой длины с помощью привода 13, включая последний, отклонять триммер-компенсатор 6 на углы гниP относительно точки Б, чем и достигается эффект триммирования — полное снятие или уменьшение нагрузок на командные рычаги, в данном случае — на ручке управления. При включении в продольный канал управления расположенных на крыле закрылков и зависающих элеронов при осуществлении системы непосредственного управления подъемной силой изобретение позволяет наиболее эффективно уменьшить суммарный шарнирный момент, приходящий на ручку 3 управления самолетом 2. одновременно обеспечивая возможность продольного триммирования самолета 2 в отсутствие триммеров на аэродинамических управляемых поверхностях 1.

Формула изобретения

Система управления самолета, содержащая ручку управления, проводку управления к аэродинамическим управляемым поверхностям и триммеру-компенсатору, состоящую из тяг и качалок, о т л и ч а ющ а я с я тем, что, с целью упрощения конструкции, снижения веса и улучшения эксплуатационных характеристик, система снабжена штангой, жестко соединенной с ручкой управления. являющейся ее продолжением и выходящей через пол кабины пилота за ободы фюзеляжа, кронштейном, установленным на штанге. и дополнительной тягой регулируемой длины с приводом. при этом триммер-компенсатор выполнен в виде аэродинамической поверхности малого удлинения и шарнирно установлен на свободном конце штанги, дополнительная тяга регулируемой длины одним концом шарнирно соединена с триммером-компенсатором на некотором расстоянии от точки подвески последнего на штанге, а другим концом соединена с приводом, шарнирно установленным на кронштейне штанги, причем проводка управления к аэродинамическим управляемым поверхностям выполнена от кронштейна штанги.

1762751

1762751

Составитель К.Жидовецкий

Редактор T. Шарганова Техред М.Моргентал Корректор А,Ворович

Заказ 3267 Тираж Подписное

БНИИПИ Государственного комитета по изобретениям и открытиям при ГКНТ СССР

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

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

Система управления самолета Система управления самолета Система управления самолета Система управления самолета 

 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиации, в частности к рулевым поверхностям

Изобретение относится к области авиации

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к рулевым поверхностям летательных аппаратов

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции концевых частей несущих поверхностей самолета и концевых частей лопастей вертолета

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к самолетам с переменной степенью устойчивости и управляемости

Изобретение относится к аэродинамическим органам стабилизации летательных аппаратов

Изобретение относится к области авиации. Система повышения управляемости для летательного аппарата с переставным стабилизатором (2) включает средства (16) передачи движения отклонения, которые для каждого положения стабилизатора (2) по углу его установки устанавливают элемент (8) механизации стабилизатора в определенное положение по углу отклонения. Средства (18, 20, 23) передачи движения отклонения состоят из передаточного механизма, включенного между элементом (8) механизации стабилизатора и конструкцией летательного аппарата (1). Изобретение направлено на уменьшение размера стабилизатора. 11 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к сверхскоростному воздушному судну, а также к способу воздушного передвижения при помощи сверхскоростного воздушного судна. Воздушное судно движется при помощи системы двигателей, состоящей из турбореактивных двигателей (ТВ1, ТВ2), прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ST1, ST2) и ракетного двигателя, которому можно придавать обтекаемую форму закрыванием для снижения лобового сопротивления в фазе полета на крейсерской скорости. Воздушное судно имеет треугольное готическое крыло (А), оборудованное подвижными малыми крыльями (а1, а2) на наружных концах задней кромки треугольного крыла (А). Изобретение направлено на снижение шума. 2 н. и 19 з.п. ф-лы, 21 ил.

Сверхзвуковой летательный аппарат содержит фюзеляж, крыло, воздухозаборник, вертикальное оперение и элероны. Законцовки крыла выполнены расщепляющимися, состоящими из двух половинок: неподвижной нижней, составляющей единый профиль с крылом, и нижней подвижной, имеющей возможность отклоняться вниз на 90 градусов. Изобретение направлено на увеличение дальности полета. 6 ил.

Изобретение относится к сверхлегким летательным аппаратам и может быть использовано в конструкции мотодельтаплангов, преимущественно с мототележками балочной конструкции

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при создании легких и спортивно-пилотажных самолетов

Наверх