Способ управления рулевыми поверхностями аэродинамической модели самолета

Авторы патента:

Севостьянов Сергей Яковлевич (RU)

Левицкий Александр Вячеславович (RU)

Барышников Олег Евгеньевич (RU)

Чернышев Леонид Леонидович (RU)

Шардин Антон Олегович (RU)

Вермель Владимир Дмитриевич (RU)

G01M9/08 - аэродинамические модели

B64C23/00 - Способы и устройства для изменения аэродинамических характеристик летательных аппаратов, не отнесенные к другим группам

Владельцы патента RU 2731425:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") (RU)

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики летательных аппаратов и может быть использовано при исследованиях характеристик аэродинамической модели (АДМ) в процессе испытаний в аэродинамической трубе. Способ включает в себя подачу управляющего сигнала на устройство управления приводом рулевой поверхности с последующим формированием выходного сигнала для привода, перемещением его штока и отклонением рулевой поверхности, при этом задают требуемый угол наклона рулевой поверхности, получают сигнал о текущем состоянии наклона рулевой поверхности, подачу управляющего сигнала на устройство управления приводом рулевой поверхности производят одновременно с подачей на него сигнала о текущем состоянии рулевой поверхности, а формирование выходного сигнала для привода осуществляют суммированием сигналов, полученных устройством управления приводом рулевой поверхности. Технический результат заключается в возможности сократить время трубного эксперимента. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Стандартная программа испытаний, обеспечивающая полный цикл экспериментальный исследований аэродинамической модели, насчитывает более чем 250 различных вариантов установки органов управления и взлетно-посадочной механизации. Традиционно для обеспечения требуемого угла установки отклоняемой аэродинамической поверхности используются кронштейны-фиксаторы.

Эти фиксаторы 2 (фиг. 2) представляют собой металлические пластины, базовые поверхности которых образуют углы, соответствующие углам отклонения рулевых поверхностей. Они закрепляются с одной стороны в пазах, выполненных в консоли крыла 3, с другой - на отклоняемой аэродинамической поверхности 1 (фиг. 1).

Традиционно, во время типового испытания положения всех органов управления за исключением исследуемого фиксируются. Исследуемый орган управления переставляется на углы, заданные в соответствии с программой испытаний. После проведения одного эксперимента каждый раз выполняется смена угла установки органа управления. На модели с использованием кронштейнов-фиксаторов, на период выполнения данной операции, испытания прерываются. Выполняемая перестановка (замена одного фиксатора на другой и, при необходимости, доработка поверхности модели быстросохнущей полимерной пастой), приводит к потерям времени и существенному затягиванию эксперимента. Данная технология выполнения эксперимента описана в Руководстве для конструкторов (РДК-43). Том 1, Аэродинамика. Гидромеханика. Прочность. Издательство Бюро новой техники, 1943 г.

Для отработки способа и механизма отклонения рулевых поверхностей был создан стенд-имитатор, обеспечивающий непрерывное отклонение рулевой аэродинамической поверхности на требуемые углы в процессе эксперимента и позволяющий провести апробацию управления рулевой поверхностью вне аэродинамической трубы. Данный стенд-имитатор защищен патентом на полезную модель RU №180290, МПК G01M 9/00, 2018. Стенд-имитатор, содержит гидравлический привод, датчик перемещений, силовой каркас (основание и балки) с установленным на нем фрагментом консоли крыла, узла нагружения элерона, компактных тензовесов; системы тяг и кронштейна для крепления испытуемого элерона. Работа стенда происходит следующим образом. По командам с датчика перемещений шток гидроцилиндра выдвигается для обеспечения требуемых углов отклонения элерона вверх. Тяга сдвигается вперед и через вилку тензовесов перемещает кронштейн, который поворачивает элерон относительно своей оси. При этом штоки загрузочного устройства выдвигаются и проворачиваются относительно своих осей вслед за движением элерона. В процессе движения штоков происходит обжатие пружин, создающее противодействующую нагрузку на элерон. Для поворота элерона от нейтрального положения вниз шток гидроцилиндра убирается, кинематические элементы стенда совершают движения, аналогичные движениям при повороте элерона вверх, но противоположного направления. Стенд позволяет провести предварительные испытания отклоняемого элерона вне аэродинамической трубы с имитацией нагрузок примерно равных, действующим на отклоняемый элерон в процессе трубных испытаний и проверить работу системы управления, имитируя испытания по заданной программе. В реальных испытаниях в аэродинамической трубе данная конструкция неприменима.

Актуальным становится проведение исследований в аэродинамической трубе при непрерывном отклонении рулевых аэродинамических поверхностей в процессе всего эксперимента.

Задачей изобретения является разработка способа управления рулевыми поверхностями аэродинамической модели самолета (элеронами, интерцепторами, воздушными тормозами и др.) непосредственно в течение эксперимента в аэродинамической трубе.

Технический результат - сокращение времени трубного эксперимента.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что с подачей управляющего сигнала на устройство управления приводом рулевой поверхности и с последующим формированием выходного сигнала для привода, перемещением его штока и отклонением рулевой поверхности, задают требуемый угол наклона рулевой поверхности, получают сигнал о текущем состоянии наклона рулевой поверхности, подачу управляющего сигнала на устройство управления приводом рулевой поверхности производят одновременно с подачей на него сигнала о текущем состоянии рулевой поверхности, а формирование выходного сигнала для привода осуществляют суммированием сигналов, полученных устройством управления приводом рулевой поверхности.

На фигуре 1 показано крыло АДМ самолета с отклоненными рулевыми поверхностями при помощи фиксаторов.

На фигуре 2 показан фиксатор для установки рулевых поверхностей отклоненными на определенный угол.

На фигуре 3 показан механизм поворота, состоящий из привода и датчика положения, установленных внутри консоли крыла АДМ, рядом с отклоняемой рулевой поверхностью.

На фигуре 4 показана кинематическая схема механизма отклонения рулевой поверхности АДМ (элеронами, интерцепторами, воздушными тормозами и др.).

На фигуре 5 показана принципиальная схема управления рулевыми поверхностями АДМ самолета.

Крыло АДМ самолета с жестко зафиксированными органами управления при помощи фиксаторов 2, за исключением исследуемой рулевой поверхности 1, которую поворачивают на определенные углы по программе испытаний, подготовлено к трубному эксперименту. Поворот рулевой поверхности 1 может быть осуществлен непосредственно во время эксперимента, без временных затрат на подготовку отдельного испытания. В качестве силового привода для системы управления рулевыми поверхностями используется компактный привод 6 (см. фигура 3, 4, 5). Шток 5 привода 6 соединяют с отклоняемой рулевой поверхностью 1, посредством тяги 7, соединенной через вилку 8 к отклоняемой рулевой поверхности 1. Компьютер 9 управляет контроллером 10, который представляет собой интерфейс ввода-вывода сигналов, имеющий цифро-аналоговые и аналогово-цифровые преобразователи, контроллер 10 подключен к устройству управления 11, который считывает показания датчика линейного перемещения 4, связанного непосредственно со штоком 5 привода 6 (см. фигура 3, 5).

С помощью программного обеспечения задают требуемый угол отклонения рулевой поверхности. При этом автоматически рассчитанный сигнал посредством контроллера 10 передают на устройство управления 11 (см. фигура 5). Устройство управления 11 считывает показания датчика линейного перемещения 4 (см. фигура 3), связанного непосредственно со штоком 5 привода 6 (см. фигура 3, 4), сверяет их с полученным сигналом управления и передает суммированный сигнал на привод 6 тем самым меняя направление и скорость перемещения штока 5 привода 6 (см. фиг. 3, 5). При этом в постоянном режиме контролируют сигнал с датчика линейного перемещения 4 штока 5 (см. фиг. 3, 5). Шток 5 привода 6 перемещают на необходимое расстояние, тягой 7 передают возвратно-поступательное движение штока 5 через вилку 8 на отклоняемую рулевую поверхность 1, преобразуя возвратно-поступательное движение штока 5 привода 6 в поворотное движение рулевой поверхности 1 на заданный угол (см. фиг 3, 4). Данный подход к управлению процессом регулирования позволяет удерживать положение рулевой поверхности 1, а также корректировать его при внешнем воздействии, например, при воздействии набегающим потоком воздуха в аэродинамической трубе. Жесткость системы обеспечивает требуемую повторяемость и постоянную зависимость угла поворота отклоняемой поверхности 1 от хода штока 5 привода 6.

Таким образом разработан способ управления рулевыми поверхностями аэродинамической модели самолета (элеронами, интерцепторами, воздушными тормозами и др.), что позволяет сократить время трубного эксперимента.

1. Способ управления рулевыми поверхностями аэродинамической модели самолета, включающий в себя подачу управляющего сигнала на устройство управления приводом рулевой поверхности с последующим формированием выходного сигнала для привода, возвратно-поступательным перемещением его штока и отклонением рулевой поверхности, отличающийся тем, что посредством компьютера по программе испытаний задают угол наклона рулевой поверхности, сформированный компьютером сигнал посредством контроллера передают на устройство управления приводом рулевой поверхности, перемещая его шток с отклонением рулевой поверхности, и получают от датчика линейного перемещения сигнал о текущем состоянии штока и рулевой поверхности, при этом подачу управляющего сигнала на устройство управления приводом рулевой поверхности производят одновременно с подачей на него сигнала о текущем состоянии рулевой поверхности, а формирование выходного сигнала для привода осуществляют суммированием сигналов, полученных устройством управления приводом рулевой поверхности.

2. Способ управления рулевыми поверхностями аэродинамической модели самолета по п.1, отличающийся тем, что сигнал с датчика линейного перемещения штока передают в постоянном режиме.

Изобретение относится к области авиационной техники и касается, в частности, экспериментальных исследований аэроупругости летательных аппаратов в аэродинамических трубах (АДТ) с помощью динамически подобных отсечно-балочных моделей отъемной части крыла.

Динамически-подобная аэродинамическая модель управляющей поверхности летательного аппарата // 2729947

Изобретение относится к области авиационной науки и техники и, в частности, к экспериментальным исследованиям на моделях явлений аэроупругости и аэродинамики в аэродинамических трубах (АДТ).

Аэродинамическая модель летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем // 2726564

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано для исследования аэродинамических характеристик сверхзвуковых летательных аппаратов в аэродинамических трубах.

Дымогенератор // 2717907

Изобретение относится к области малогабаритных струйных генераторов дыма. Дымогенератор содержит испаритель с выходным отверстием для дыма, емкость с дымообразующей жидкостью, устройство подачи дымообразующей жидкости в испаритель, электрический источник питания, датчик контроля температуры испарителя, при этом испаритель состоит из выполненных из электропроводного материала корпуса и трубки испарителя, последовательно подключенных в качестве резистора к электрическому источнику питания, при этом в трубке испарителя установлена нагреваемая вставка из пористого материала, длина которой больше диаметра трубки испарителя.

Модель воздухозаборника двухконтурного двигателя летательного аппарата // 2707588

Изобретение относится к области авиации, к аэродинамическим испытаниям моделей воздухозаборников двухконтурных турбореактивных двигателей (ТРДД), в частности, для исследований, например, условий вихреобразования и попадания посторонних частиц в воздухозаборник двигателя летательного аппарата на стартовых режимах, и других исследованиях при заданных суммарных расходах воздуха через двигатель в условиях внешнего обдува.

Способ определения баллистического коэффициента объекта // 2679910

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики. Способ основан на внешнетраекторных измерениях параметров пассивного полета объекта в атмосфере, по результатам которых в дискретных точках траектории полета определяют координаты, скорость движения объекта, угол наклона вектора скорости к плоскости местного горизонта, вычисляют ускорение силы притяжения Земли, находят давление атмосферы с использованием других источников.

Модель несущей поверхности летательного аппарата // 2653773

Изобретение относятся к области экспериментальной аэродинамики, в частности исследований проблем аэроупругости летательных аппаратов. Модель содержит силовой сердечник, который выполнен в виде части профиля, включающей часть верхней и нижней поверхностей, например крыла или горизонтального оперения (часть боковых, например левой и правой, поверхностей киля), по размаху несущей поверхности устанавливаются нервюры, выполненные разрезными и разъемными, преимущественно из термопластичных материалов, жестко связанные с обшивкой, носок разделен на съемные сменяемые секции, подобные секциям механизации передней кромки несущей плоскости натурного объекта, выполнен полым с применением композиционных материалов в виде U-образной оболочки, подкрепленной набором нервюр, хвостик разделен на съемные сменяемые секции, подобные секциям механизации передней кромки несущей плоскости натурного объекта, выполнен полым с применением композиционных материалов в виде V-образной оболочки подкрепленной набором нервюр, сменные грузы, моделирующие топливо, установлены во внутреннем объеме силового сердечника.

Способ формирования управляющего сигнала по углу крена модели гиперзвукового летательного аппарата (гла) для контроля аэродинамической идентичности по числам рейнольдса траекторий полёта модели и натурного изделия при проведении опережающих лётных исследований аэродинамических характеристик // 2650331

Изобретение относится к способу формирования управляющего сигнала по углу крена модели гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА). Для формирования управляющего сигнала для контроля аэродинамической идентичности по числам Рейнольдса траекторий полета модели и натурного изделия ГЛА при проведении опережающих летных исследований аэродинамических характеристик измеряют высоту, скорость полета, углы атаки и крена, температуру, давление, плотность атмосферы, вычисляют скоростной расчетный угол крена определенным образом, корректируют вычисленное значение с учетом рассчитанного определенным образом опережающего сигнала, находят требуемое скорректированное значение угла крена, необходимое при реализации переходного процесса для выхода на траекторию модели.

Способ определения управляющего сигнала по углу крена модели гиперзвукового летательного аппарата (гла) для контроля аэродинамической идентичности по числам рейнольдса траекторий полёта модели и натурного изделия при проведении опережающих лётных исследований // 2615220

Изобретение относится к летным испытаниям (ЛИ) моделей летательных аппаратов (ЛА) и непосредственно самих ЛА, а именно к способам определения управляющего сигнала по углу крена модели гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА).

Модель летательного аппарата для исследования влияния струи реактивного двигателя на аэродинамические характеристики летательного аппарата // 2610791

Модель летательного аппарата для исследования влияния струи реактивного двигателя на аэродинамические характеристики летательного аппарата включает закрепленный на боковой державке тонкостенный корпус с кормовым соплом и дренажными отверстиями по наружной поверхности, дренажные трубки, проложенные в боковой державке и соединенные с устройством регистрации давления, систему подачи сжатого воздуха к модельному соплу, состоящую из баллона со сжатым воздухом, воздуховодов, проложенных в боковой державке, и внутренней полости модели.

Самолёт короткого взлёта и посадки // 2728017

Изобретение относится к области самолетостроения, в частности к разработке грузовых, пассажирских и многоцелевых самолетов короткого взлета и посадки, обеспечивающих грузопассажирские перевозки, спасательные операции и т.п.