Система управления летательнымаппаратом вертикального взлетаи посадки

 

Става Соеетскнн

Сттцнвттнетнчесннк

Ресттублнн (ii>799636 . (6т) Дополнительный к патенту (51) М. Кл, (92) ЗаявлЕно 19.08. 74 (2l) 2058068/40-23 (23) Приоритет — (32) В 64 С 29/00

В. 64 С IЭ/04

Государственный комнтат

СССР яс делам нзебретеннй н атнрытнй

Опубликовано 23. 01. 8 l,бтоллетень № 3 (53) УДК629. 735. . 33:629. 7 ° .062.2{088.8) Дата опубликования описания 25.01.8) Иностранец

Джон П. Фоснесе (72) Автор изобретения (СИА) Иностранная фирма

"Роквелл Интернэшнл Корпорейшен™ (71) Заявитель

{ СИ1Л/ (54) CHCTFМА УПРАВЛЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЬМ АППАРАТОМ

ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ

Изобретение относится к авиационной технике, в астности к летательным аппаратам вертикального вэлета и посадки и системам управления этими летательными аппаратами.

Иэ ве стен самолет вертикального взлета и посадки, крылья которого оборудованы эжектором, выполненным в виде продольного по размаху крыла проема, закрытого по нижней поверхности крыла откидными створками.

Вдоль проема <переди и сзади него выполнены щелевые сопла, в которые подаются выхлопные газы турбореактивных двигателей.

На режиме вертикального взлета газ,выходящий иэ щелевых сопел, засасывает окружающий воздух и образует вертикальный поток, создающий подъемную силу.

Управление положением самолета осуществляется традиционными органами управления — рулями, элеронами

Известен также самолет вертикального взлета и посадки, выполненный по схеме "утка", у которого на крыле выполнен эжектор в виде двух после-. довательно установленных вдоль хорды

5 закрылков, Закрылки выполнены пово- ротными вниз примерно на 90 . Один о из закрылков представляет собой поворотную хвостовую часть крыла.

Закрылки в головной части выполнеl0 ны полыми и имеют щели для выдува выхлопных газов на их внутреннюю поверхность, обращенную друг к другу при отклоненном вниз положении.

На режиме вертикального взлета газ, выходящий иэ щелей, засасывает окружающий воздух и образует верти-. кальный поток,создающий подъемную силуУправленйе положением самолета осуществляется отклонением обоих20 закрылков, а при убранном переднем закрылке задний закрылок может отклоняться вверх-вниз на небольшой угол для управления самолетом в горизонтальном полете 2 .

И 799636

3

Однако использование традиционных органов управления не обеспечивает достаточной управляемости на режимах вертикального взлета и переходных режимах.

Целью изобретения является улучшение управляемости летательным аппаратом при вертикальном взлете, на переходных режимах и в горизонтальном полете. 1О

Указанная цель достигается тем, что каждый закрылок соединен с силовым приводом, а органы управления содержат вторую ручку управления, шарнирно закрепленную к фюзеляж !5 с воэможностью поворота относительно оси, расположенной параллельно поперечной оси летательного аппарата,и относительно продольной оси ручки, а в проводке управления от этой ручки установлен рычажный .суммирующий механизм, выполненный в виде двуплечей качалки, на одном конце которой относительно ее опорного шарнира установлена трехплечая качалка, а другой конец соединен с поворотным относительно поперечной оси концом ручки управления, причем соосно опорному шарниру двуплечей качалки установлена качалка, соединенная тягами с концом ручки управления, поворотным относительно продольной оси ручки, и с средним плечом трехплечей качалки, крайние плечи которой соединены проводкой управления: одно с силовыми приводами поворота передних закрылков, а другое с силовыми приводами поворота задних закрылков.

На фиг.l изображен вертикально взлетающий летательный аппарат а закрыл-4о ками,отклоненными в положение верти кального взлета; на фиг. 2-схема подачи газа от силовой установки к эжекторам крйльев и оперения, вид в плане; на фиг.3 — разрез А-А на фиг.2; на фиг.4 - то же, что и на фиг.3 в положении закрылков для вертикального взлета; на фиг.5 — то же, что и на фиг.3, на переходных режимах полета; на фиг,б — то же, что и на фиг.3, в горизонтальном полете „на фиг. 7график примерного изменения подъемной силы при вертикальном взлете в зависимости от угла отклонения закрылков, на фиг.8 — график примерного диапазона воздушной скорости по режимам полета от вертикального взлета-до горизонтального полета на фиг,9 — схема проводки ручного управления при вертикальном взлете и на переходных режимах в нейтральном положении на фиг. 10 — то же, что и на фиг.9, в положении правого крена; на фиг.ll — схема проводки ножного управления по курсу при .вертикальном взлете и на переходных режимах в нейтральном положении; на фиг.12 — то же, что и на фиг.11, в положении правого разворота; на фиг.13 — схема проводки ручного управления по тангажу при вертикальном взлете и на переходных режимах в нейтральном положении; на фиг.l4то же, что и на фиг.!3, в положении пикирования! на фиг.15 — схема проводки управления открытием закрылков эжекторов в положении закрылков "Убрано, горизонтальный полет; на фиг.lб — то же, что и на фиг.15, в положении закрылков "Открыто", вертикальный взлет, на фиг.!7 — то же, что и на фиг.lб, при изменении величины вертикальной тяги; на фиг.18 — схема ручного управления в горизонтальном полете; на фиг.19 — то же, что и на фиг.18, в положении правого крена; на фиг.20 — то же, что и на фиг,18, в положении пикирования, Летательный аппарат вертикального взлета и посадки включает в себя фхтр эеляж 1, в носовой части которого расположена кабина 2 пилотов и воздухоэаборники 3. Двигатель 4 расположен внутри фюзеляжа. Летательный аппарат выполнен по схеме "утка", крылья 5 и 6 расположены в хвостовой части фюзеляжа. На крыльях установлены кили

7 и 8 с рулями 9 и 10 направ™ения, Стабилизаторы 11 и 12 расположены в носовой части фюзеляжа. На крыльях.

5 6 и стабилизаторах 11,12 выполнены эжекторы 13,14,15,16 соответственно.

Эжектор 14 крыла 6 состоит иэ переднего закрылка 17, заднего закрылка 18 с отклоняемой передней частью

19 и щитка 20, в которых выполнены щелевые сопла 21,22 и 23 соответственно.

Эжектор 13 крыла 5 устроен аналогично и включает закрылки 24,25 и щиток 26.

Эжектор 15 стабилизатора 11 состоит из переднего закрылка 27, заднего закрылка 28 с отклоняемой передней частью 29 и щитка 30, в которых выполнены щелевые сопла.

799636

Зжектор 16 стабилизатора 12 устроен аналогично и включает закрылки

31,32 и щиток 33, Все закрылки и щитки закреплены к конструкции с помощью опорных подшипников 34.

Подвод газа от двигателя 4 к щелевым соплам закрылков и щитков осуществляется с помощью коллекторов

35 и 36. В горизонтальном полете газ 1й выбрасывается через сопло 37.

Система ручного управления включает ручку управления 38 и педали

39, соединенные проводкой управления с силовыми приводами 40 поворота закрыл ко в.

Каждый закрылок эжектора крыла и стабилизатора соединен с индивидуальным силовым приводом 40, причем эти приводы обеспечивают поворот закрылков каждого эжектора как в одну сторону, так и в разные друг относительно друга.

Система ручного управления снабже— на второй ручкой управления 41, кото- 2s рая закреплена к фюзеляжу 1 с возможностью поворота относительно оси, попе— перечной продольной оси летательного аппарата, и относительно продольной оси ручки 41 (см.фиг. 17) .

В проводкс управле>п я от ручки

41 установлен рычажный суммирующий механизм, выполненный в виде двуплечей качалки 42, на одном конце которой относитепьно опорного шарнира 43

35 установлена трехплечая качалка 44.

Другой конец качалки 42 соединен с концом ручки 41 поворотным относительно поперечной оси.

Соосно опорному шар п ру 43 установ-4О лена качалка 45, соединенная тягами

46 и 47 с концом ручки 41, поворотным относительно продольной оси ручки, и с средним плечом трехплечей качалки 44. Одно крайнее плечо качал- 45 ки 44 соединено проводкой управления

48 и 49 с силовыми приводами 40 поворота задних закрылков, а другое— проводкой управления 50 и 51 с иловыми приводами 40 поворота передних за- 5р крылков.

Система работает следующим образом.

При вертикальном взлете летательного аппарата закрылки устанавливают- ся ручкой 41 в вертикальное положение (cM.фиг.3,16), В щелевые сопла закрылков и щитков по коллекторам 35 . и 36 подаются выхлопные газы турбореактивного двигателя 4. Выходящий из щелевых сопел газ в эдекторах 1)16 засасывает окружающий воздух и образует вертикальный поток, создающий подъемную силу.

Управление положением летательного аппарата на всех режимах осуществляется перемещением органов управления ручки 38 и педалей 39, а величина вертикальной тяги на режиме вертикального взлета изменяется поворотом ручки 41.

При отклонении органов управления закрылки поворачиваются, при этом одновременный поворот переднего " заднего закрылков эжектора в одну сторону вызывает наклон вектора тяги в сторону поворота закрылков 1см.фиг.

5,8, .

При перемещении переднего и заднего зàкрылков в нротивоположные стороны изменяется тяга эжектора см. фиг, 7 ) при увеличении угла раскрытия тяга увеличивается, при уменьшении угла тяга уменьшается, При дифференциальном отклонении закрыпков на разных эжекторах изменяется балансировка летательного аппарата в пределах, необходимых для выполнения маневра, например пикирования см.фиг,14).

В горизонтальном полете управление летательным аппаратом осуществляется отклонением только задних закрылков 18,25,28,32 на небольшой угол (см.фиг. 18,19,20) .

Формула изобретения

Система управления летательным аппаратом вертикального взлета и посадки, крылья которого имеют эжектор, выполненный в виде двух, последовательно расположенных вдоль хорды IIoBopoTHblx вниз закрылков с щелевым соплом для выдува газа на их обращенную друг к другу поверхность при отклоненном положении, соответствующем вертикальному или переходному режимам полета, причем задний закрылок выполнен в виде отклоняемой вверх-вниз хвостовой части крыла, а органы управления выполнены в виде ручки управления и педалей, соединенных проводкой управления с силовыми приводами поворота закрылков, отличающая с я тем, что, с целью улучшения управляемости при

7996 вертикальном взлете, на переходных режимах и в горизонтальном полете, каждый закрылок соединен с силовым приводом, а органы управления содержат вторую ручку управления, шарнирно закрепленную к фюзеляжу с возмож1 ностью поворота относительно оси, расположенной параллельно поперечной оси летательного аппарата и относительно продольной ручки оси„ а в проводке управления от этой ручки установлен рычажный суммирующий механизм, выполненный в виде двуплечей качалки, на. одном конце которой относительно опорного шарнира установлена трехплечая качалка, а другой конец соединен с поворотным относительно поперечной оси концом

36 8 ручки управления, причем соосно опорному шарниру двуплечей качалки уста> новлена качалка, соединенная тягами с концом ручки управления, поворотным относительно йродольной оси ручки, и с средним плечом трехпленей качалки, крайние плечи которой

Ф соединены проводкой управления: од-! но с силовыми приводами поворота передних закрылков, а другое с силовыми приводами поворота задних закрылков.

Источники информации, принятые во внимание при экспертизе

1. Патент США Ф 3.664.611, кл. 244-32, 1972.

2. Патент СССР И 541426, кл. В 64 С 21/02, 1973 (прототип) 799636 (o

17

Составитель А. Розенфельд

Редактор Л. Веселовская Техред М.Голинка Корректор Н. Стец

Заказ 7299 Тираж 474 Подписное

ВНИИПИ Государственного комитета СССР по делам изобретений и открытий

1l3035, Москва, Ж-35, Раушская наб., д. 4/5

Филиал ППП Патент, r. Ужгород, ул. Проектная, 4