RU171721U1

RU171721U1 - CONTROL SYSTEM FOR MAIN FLIGHT FUNCTIONS OF THE AIRCRAFT USING STEERING SURFACES WITH ELECTROMECHANICAL ACTUATORS

Info

Publication number: RU171721U1
Application number: RU2016111952U
Authority: RU
Inventors: Валентин Евгеньевич Урсу; Владимир Валентинович Урсу
Priority date: 2016-03-30
Filing date: 2016-03-30
Publication date: 2017-06-13

Abstract

Полезная модель относится к области авиации, а именно к системам управления летными функциями самолетов с помощью электромеханических приводов (ЭМП) рулевых поверхностей (РП).Система РП с ЭМП для управления основными летными функциями самолета содержит: разделенные на секции РП для управления функциями курса, тангажа и крена; как минимум один следящий ЭМП, соединенный с каждой из секций разделенной РП, мощность которого зависит от площади приводимой им секции, выходные звенья которого совершают вращательное или линейное движение; поверхности аэродинамического торможения (AT), имеющие, по меньшей мере, один следящий ЭМП, выходное звено которого совершает вращательное или линейное движение; блоки управления (БУ) следящими ЭМП РП; БУ электродвигателями следящих ЭМП, соединенные шинами с БУ следящими ЭМП РП и поверхностей AT; один центральный БУ РП каждой из функций курса, тангажа и крена и поверхностями AT, соединенный интерфейсными шинами с БУ следящими ЭМП и с бортовым компьютером; датчики углового положения каждого выходного вала следящего ЭМП, соединенные с БУ следящими ЭМП; датчики положения каждой секции РП и поверхностей AT, соединенные с БУ следящими ЭМП РП, при этом каждая РП, управляющая одной из функций курса, тангажа и крена, разделена на внешнюю и внутреннюю секции так, что произведение площади каждой секции на кратчайшее расстояние от ее геометрического центра до продольной оси самолета является постоянной величиной; каждый электродвигатель является бесколлекторным вентильным, постоянного тока, с постоянными магнитами, имеет номинальную частоту вращения ротора, выбираемую из интервала 6000…60000 мин, а соединенный с валом ротора редуктор является волновым и имеет передаточное отношение, выбираемое из интервала 500…4000. 4 з.п. ф-лы, 9 ил.The utility model relates to the field of aviation, namely to control systems for the flight functions of aircraft using electromechanical drives (EMFs) of steering surfaces (RP). The RP system with EMF for controlling the main flight functions of an airplane contains: divided into sections RP for controlling the course and pitch functions and roll; at least one tracking EMF connected to each of the sections of the separated RP, the power of which depends on the area of the section brought by it, the output links of which rotate or linearly move; aerodynamic drag surfaces (AT) having at least one tracking EMF, the output link of which rotates or linearly; control units (BU) tracking EMF RP; BU with electric motors tracking EMF, connected by buses with BU tracking EMF RP and AT surfaces; one central control unit for each of the course, pitch, and roll functions and AT surfaces, connected by interface buses to control units for monitoring electromagnetic fields and to the on-board computer; sensors of the angular position of each output shaft of the tracking EMF connected to the control unit by the tracking EMF; the position sensors of each section of the RP and the surfaces of the AT, connected to the control unit by the EMF RP, while each RP controlling one of the functions of the course, pitch and roll is divided into the outer and inner sections so that the product of the area of each section by the shortest distance from its geometric center to the longitudinal axis of the aircraft is a constant; each electric motor is a brushless DC motor with permanent magnets, has a nominal rotor speed selected from the interval 6000 ... 60,000 min, and the gearbox connected to the rotor shaft is wave-shaped and has a gear ratio selected from the interval 500 ... 4000. 4 s.p. f-ly, 9 ill.

Description

Полезная модель относится к области авиации, а именно к системам управления летными функциями самолетов с помощью электромеханических приводов рулевых поверхностей.The utility model relates to the field of aviation, namely to control systems for the flight functions of aircraft using electromechanical steering surfaces.

Известна система управления самолетом, обеспечивающая безопасность полета (патент US №4754940 от 20.08.1986), имеющая две системы силового привода рулевых поверхностей - элеронов и рулей направления, при этом каждый элерон разделен на две части: внутреннюю и внешнюю, каждая из которых имеет силовой привод.Known aircraft control system that ensures flight safety (US patent No. 4754940 from 08.20.1986), having two power drive systems of the steering surfaces - ailerons and rudders, with each aileron divided into two parts: internal and external, each of which has a power drive unit.

Известна система силовых приводов рулевых поверхностей (патент US №4779822 от 02.09.1986), каждая из которых разделена на две части, возможно, имеющие разные площади поверхностей, при этом каждая из частей приводится в действие одним или двумя силовыми приводами вращательного движения, каждый силовой привод в системе приводов управления имеет электронный блок управления.A known system of power drives of steering surfaces (US patent No. 47779822 dated 09/02/1986), each of which is divided into two parts, possibly having different surface areas, each of which is driven by one or two power drives of rotational motion, each power The drive in the control drive system has an electronic control unit.

Ни в одной из известных систем приводов рулевых поверхностей не указывается, по каким принципам рулевые поверхности разделяются на две части.None of the known steering surface drive systems indicate by what principles the steering surfaces are divided into two parts.

Известна система управления полетом летательного аппарата (патент RU №2544251 от 07.01.2011), которая содержит множество разделенных рулевых поверхностей и связанных с ними приводов для управления летными функциями крена, рыскания, тангажа и аэродинамического торможения, при этом силовые приводы рулевых поверхностей, связанные, по меньшей мере, с одной из летных функций, являются электромеханическими, а рулевые поверхности, - рули направления, рули высоты и элероны, - разделены, по меньшей мере, на две независимые поверхности, и каждая из рулевых поверхностей, полученных в результате разделения, управляется, по меньшей мере, одним силовым электромеханическим приводом, а электромеханические приводы, связанные с рулевыми поверхностями, управляющими, по меньшей мере, двумя летными функциями, являются идентичными.A known flight control system of an aircraft (patent RU No. 2544251 of 01/07/2011), which contains many divided steering surfaces and associated drives to control the flight functions of the roll, yaw, pitch and aerodynamic braking, while the power drives of the steering surfaces associated with at least one of the flight functions, are electromechanical, and the steering surfaces - rudders, elevators and ailerons - are divided into at least two independent surfaces, and each of the steering surfaces surfaces obtained by separation, controlled by at least one electromechanical drive force, and the electromechanical actuators associated with the control surfaces, control of at least two flight functions are identical.

Недостатки известной системы связаны с тем, что в ней отсутствуют принципы разделения рулевых поверхностей на две или три секции, что усложняет управление летными функциями, а также не позволяет повысить количество идентичных электромеханических приводов и надежность системы управления самолетом. Недостатком являются увеличенные габариты и масса электромеханических приводов из-за отсутствия ограничения минимальных частот вращения роторов электродвигателей и указаний на тип выбранных электромеханических приводов и их редукторов. Существенный недостаток описанной системы управления - отсутствие блоков управления электродвигателями и блоков управления электромеханическими приводами с подсоединенными к ним датчиками углового положения валов электромеханических приводов и рулевых поверхностей, являющихся неотъемлемой частью системы управления.The disadvantages of the known system are that it lacks the principles of dividing the steering surfaces into two or three sections, which complicates the management of flight functions, and also does not allow to increase the number of identical electromechanical drives and the reliability of the aircraft control system. The disadvantage is the increased dimensions and mass of electromechanical drives due to the lack of restrictions on the minimum rotational speeds of the rotors of electric motors and indications of the type of electromechanical drives and their gearboxes selected. A significant drawback of the described control system is the lack of electric motor control units and electromechanical drive control units with angular position sensors for electromechanical drive shafts and steering surfaces connected to them, which are an integral part of the control system.

Известны системы управления полетом самолета (патенты US №8567715 от 04.01.2011 и СА №2727592 от 18.01.2010), аналогичные системе управления, описанной в патенте RU №2544251, имеющие те же недостатки.Known aircraft flight control systems (US patents No. 8567715 dated January 4, 2011 and CA No. 2727592 dated January 18, 2010), similar to the control system described in patent RU No. 2544251, having the same disadvantages.

Известны самолет, имеющий разделенные рулевые поверхности (патент US №7896288 от 05.12.2005, п.ф. 9), и система управления ими.Known aircraft having a divided steering surfaces (US patent No. 7896288 from 12/05/2005, pf 9), and a control system for them.

Недостаток известного самолета - в том, что при разделении рулевых поверхностей на секции, имеющие равные площади, моменты от аэродинамических сил, действующие на самолет относительно его продольной оси, проходящей через его центр тяжести, при управлении поворотом секций различны, что снижает надежность управления полетом. Другой недостаток - в том, что в описании изобретения не указаны типы приводов, используемых для управления секциями рулевых поверхностей.A disadvantage of the known aircraft is that when the steering surfaces are divided into sections having equal areas, the moments from the aerodynamic forces acting on the aircraft relative to its longitudinal axis passing through its center of gravity are different when controlling the rotation of the sections, which reduces the reliability of flight control. Another disadvantage is that the description of the invention does not indicate the types of drives used to control sections of the steering surfaces.

Известна система управления аэродинамической поверхностью летательного аппарата (патент RU №2531998 от 18.10.2011), содержащая два электромеханических привода, устройства управления каждым из электромеханических приводов и центральный блок управления, при этом устройства управления электромеханическими приводами могут быть соединены между собой и каждое из устройств управления может выполнять функции управления обоими электромеханическими приводами.A known control system for the aerodynamic surface of an aircraft (patent RU No. 2531998 dated 10/18/2011) containing two electromechanical drives, control devices for each of the electromechanical drives and a central control unit, while the control devices for electromechanical drives can be interconnected and each of the control devices can perform control functions of both electromechanical drives.

Недостаток данной системы - в ее пониженной надежности вследствие управления одной аэродинамической поверхностью посредством двух электромеханических приводов: отказ одного электромеханического привода может вызвать отказ в работе аэродинамической поверхности.The disadvantage of this system is its reduced reliability due to the control of one aerodynamic surface by means of two electromechanical drives: a failure of one electromechanical drive can cause the aerodynamic surface to fail.

Известна система управления с электромеханическим приводом линейного перемещения руля направления самолета с электрическим двигателем с постоянным магнитом в приводе (http://www.power-e.ru/2006 04 42.php; рис. 3, 4-11); в которой используется электродвигатель, имеющий номинальную частоту вращения ротора 5000 мин^-1, испытанный на нагрузочном устройстве при рабочих режимах с реверсом при угловых скоростях от 1000 рад/с (9554 мин^-1) до -1000 рад/с (-9554 мин^-1).A known control system with an electromechanical drive linear displacement of the rudder of an airplane with an electric motor with a permanent magnet in the drive (http://www.power-e.ru/2006 04 42.php; Fig. 3, 4-11); which uses an electric motor having a nominal rotor speed of 5000 min ^-1 , tested on a load device under operating conditions with reverse at angular speeds from 1000 rad / s (9554 min ^-1 ) to -1000 rad / s (-9554 min ^-1 )

Недостаток данной системы управления - в ее значительных габаритах и массе, которые существенно зависят как от типа электродвигателя, так и от номинальной частоты вращения его ротора.The disadvantage of this control system is its significant dimensions and weight, which significantly depend on both the type of electric motor and the nominal frequency of rotation of its rotor.

Известны электромеханические приводы аэродинамических поверхностей самолета (патенты RU №108238 от 09.06.2010, RU №108239 от 09.06.2010, RU №2442721 от 09.06.2010, RU №2515014 от 25.07.2012, RU №2522635 от 25.07.2012, RU №2522638 от 25.07.2012, RU №2522646 от 25.07.2012), включающие электрический двигатель с номинальной частотой вращения ротора, выбираемой из диапазона от 3000 мин^-1 до 25000 мин^-1 с датчиком углового положения ротора и присоединенный к нему волновой редуктор с телами вращения с количеством ступеней от 1 до 3 с датчиком углового положения выходного вала, характеризуемые передаточным отношением, выбираемым из интервала от 500 до 2500. Электромеханический линейный привод (патент RU №2522646) включает шарико-винтовой преобразователь вращательного движения выходного вала в поступательное движение выходного звена, соединенного с управляемой рулевой поверхностью.Electromechanical drives of the aerodynamic surfaces of an airplane are known (patents RU No. 108238 dated 06/09/2010, RU No. 108239 dated June 9, 2010, RU No. 2442721 dated June 9, 2010, RU No. 2515014 dated July 25, 2012, RU No. 2522635 dated July 25, 2012, RU No. 2522638 dated July 25, 2012; RU No. 2522646 dated July 25, 2012), including an electric motor with a nominal rotor speed selected from a range of 3000 min ^-1 to 25000 min ^-1 with a rotor angular position sensor and a wave reducer attached to it with bodies rotation with the number of steps from 1 to 3 with a sensor for the angular position of the output shaft, characterized by a gear ratio m, selected from the range of 500 to 2500. The electromechanical linear actuator (patent RU №2522646) comprises a ball screw drive rotational output shaft motion into linear motion output member connected with a controllable steering surface.

Недостаток данного электромеханического привода - в том, что он служит для привода неразделенных рулевых поверхностей, следовательно, отсутствует возможность унификации приводов по мощности и конструкции.The disadvantage of this electromechanical drive is that it serves to drive undivided steering surfaces, therefore, there is no possibility of unifying the drives in terms of power and design.

Известно устройство электрического привода самолета (патент US №8698444 от 25.03.2010), включающее: множество электроприводов постоянного или переменного тока, объединенных в функциональные группы, подсоединенных к силовой электросети, имеющей силовой конвертер для преобразования электрической энергии, поступающей из силовой электросети к электродвигателям; систему управления множеством электрических приводов рулевых поверхностей первого режима функционирования (курса, тангажа и крена) при полете с высокой скоростью, включающую контроллеры и компьютеры управления полетом.A device for electric drive of an airplane is known (US patent No. 8698444 dated March 25, 2010), including: a plurality of direct or alternating current electric drives combined into functional groups connected to a power supply network having a power converter for converting electrical energy coming from the power supply network to electric motors; a control system for a plurality of electric drives of the steering surfaces of the first operating mode (heading, pitch and roll) during flight at high speed, including controllers and flight control computers.

Недостаток известного устройства электроприводов самолета - увеличенные массо-габаритные характеристики используемых в системе управления электромеханических приводов как с вращательным движением выходного звена, так и с его линейным перемещением, обусловленные как отсутствием ограничений минимальных значений номинальной частоты вращения ротора электродвигателя, так и указаний на тип электродвигателя и конструктивный тип редуктора.A disadvantage of the known device for electric drives of an airplane is the increased mass and dimensional characteristics of electromechanical drives used in the control system, both with the rotational movement of the output link and with its linear movement, due to both the absence of restrictions on the minimum values of the nominal frequency of rotation of the electric motor rotor and the type of electric motor and design type of gearbox.

Известна архитектура электрической системы привода поверхностей управления полетом (заявка US №2007/0007385 от 29.07.2005), содержащая: рулевые поверхности, расположенные слева и справа от фюзеляжа, служащие для управления летными функциями курса, тангажа и крена; по меньшей мере, один следящий электромеханический привод, выходные звенья которого совершают вращательное движение и/или линейное перемещение, соединенный с каждой из секций разделенной рулевой поверхности; блоки управления следящими электромеханическими приводами расположенных слева или справа от фюзеляжа рулевых поверхностей, выполняющих управление летными функциями курса, тангажа и крена; блоки управления электродвигателями следящих электромеханических приводов (контроллеры), соединенные интерфейсными шинами с блоками управления следящими электромеханическими приводами рулевых поверхностей; центральный блок управления, соединенный интерфейсными шинами с блоками управления следящими электромеханическими приводами и с бортовым компьютером; датчики углового положения каждого выходного вала следящего электромеханического привода, соединенные интерфейсными шинами с блоками управления следящими электромеханическими приводами; датчики углового положения и скорости каждой секции рулевой поверхности, соединенные интерфейсной шиной с блоками управления следящими электромеханическими приводами рулевых поверхностей.The known architecture of the electrical system for driving flight control surfaces (application US No. 2007/0007385 of July 29, 2005), comprising: steering surfaces located to the left and right of the fuselage, used to control the flight functions of the course, pitch and roll; at least one servo-driven electromechanical drive, the output links of which rotate and / or linearly move, connected to each of the sections of the divided steering surface; control units for tracking electromechanical drives located on the left or right of the fuselage of the steering surfaces that control the flight functions of the course, pitch and roll; control units for electric motors of tracking electromechanical drives (controllers) connected by interface buses to control units for tracking electromechanical drives of steering surfaces; a central control unit connected by interface buses to control units for tracking electromechanical drives and to the on-board computer; sensors of the angular position of each output shaft of the follow-up electromechanical drive, connected by interface buses to control units of follow-up electromechanical drives; sensors of the angular position and speed of each section of the steering surface, connected by an interface bus to the control units of the tracking electromechanical drives of the steering surfaces.

Недостатки системы по данному патенту - в том, что в ее описании не ограничено нижнее значение номинальных частот вращения роторов электродвигателей и не указано, какие редукторы используются в конструкции электромеханических приводов, что может приводить к увеличенным массе и габаритам электромеханических приводов.The disadvantages of the system according to this patent are that its description does not limit the lower value of the nominal rotational speeds of the electric motor rotors and does not indicate which gearboxes are used in the design of electromechanical drives, which can lead to increased weight and dimensions of electromechanical drives.

Известна система электрического управления рулевыми поверхностями самолета (патент US №6863242 от 31.07.2003, п.ф. 15), включающая: разделенные, по меньшей мере, на две секции рулевые поверхности (рули направления, рули высоты и элероны), выполняющие управляющие функции курса, тангажа и крена; по меньшей мере, один привод каждой секции; систему управления приводами каждой секции рулевой поверхности; блок управления и вычислительный блок, вырабатывающие команды управления приводами секций рулевых поверхностей; датчики, позволяющие измерять величины различных параметров, определяющих состояние полета.A known electric control system for the steering surfaces of an airplane (US patent No. 6863242 from 07/31/2003, p.F. 15), including: steering surfaces divided into at least two sections (rudders, elevators and ailerons) that perform control functions course, pitch and roll; at least one drive of each section; drive control system for each section of the steering surface; a control unit and a computing unit generating control commands for the drives of sections of the steering surfaces; sensors that allow you to measure the values of various parameters that determine the state of flight.

Недостаток данного изобретения - в том, что в нем не указан принцип разделения рулевых поверхностей на секции, тип приводов секций рулевых поверхностей и, соответственно, неизвестно, при каком типе приводов и частотах вращения роторов электродвигателей обеспечиваются их минимальные габариты и массы и минимальное силовое воздействие на силовой набор оперения самолета.The disadvantage of this invention is that it does not indicate the principle of dividing the steering surfaces into sections, the type of drives of the sections of the steering surfaces and, accordingly, it is not known at what type of drives and rotational speeds of the rotors of the electric motors their minimum dimensions and weights and the minimum force effect on power set of the plumage of the aircraft.

Техническая задача, решаемая полезной моделью, - равномерное распределение нагрузок, воспринимаемых силовым набором оперения, повышение надежности выполнения летных функций, снижение массы электромеханических приводов и их унификация.The technical problem solved by the utility model is the uniform distribution of loads perceived by the power set of plumage, increasing the reliability of the flight functions, reducing the mass of electromechanical drives and their unification.

Техническая задача решена в системе рулевых поверхностей с электромеханическими приводами для управления основными летными функциями самолета, содержащей: разделенные на секции рулевые поверхности, служащие для управления летными функциями курса, и расположенные слева и справа от фюзеляжа рулевые поверхности, служащие для управления летными функциями тангажа и крена; по меньшей мере, один следящий электромеханический привод, закрепленный на неподвижном элементе силового набора оперения, соединенный с каждой из секций разделенной рулевой поверхности, номинальная мощность которого зависит от площади приводимой им секции, и выходные звенья которого совершают вращательное движение или линейное перемещение; поверхности аэродинамического торможения (тормозные щитки), имеющие, по меньшей мере, один следящий электромеханический привод, выходные звенья которого совершают вращательное движение или линейное перемещение; блоки управления следящими электромеханическими приводами рулевых поверхностей, выполняющих управление летными функциями курса, тангажа и крена и поверхностями аэродинамического торможения; блоки управления электродвигателями следящих электромеханических приводов, соединенные интерфейсными шинами с блоками управления следящими электромеханическими приводами рулевых поверхностей и поверхностей аэродинамического торможения; по меньшей мере, один центральный блок управления рулевыми поверхностями каждой из функций курса, тангажа и крена и поверхностями аэродинамического торможения, соединенный интерфейсными шинами с блоками управления следящими электромеханическими приводами и с бортовым компьютером; датчики углового положения каждого выходного вала следящего электромеханического привода, соединенные интерфейсными шинами с блоками управления следящими электромеханическими приводами; датчики положения каждой секции рулевой поверхности и поверхностей аэродинамического торможения, соединенные интерфейсной шиной с блоками управления следящими электромеханическими приводами рулевых поверхностей, при этом каждая разделенная рулевая поверхность, управляющая, по меньшей мере, одной из функций курса, тангажа и крена, разделена на секции - внешнюю и внутреннюю, так, что произведение площади каждой секции на кратчайшее расстояние от ее геометрического центра до продольной оси, проходящей через центр тяжести самолета, является постоянной величиной; электродвигатель каждого следящего электромеханического привода каждой секции разделенной рулевой поверхности и каждой поверхности аэродинамического торможения является бесколлекторным вентильным электродвигателем постоянного тока с постоянными магнитами, имеет частоту вращения вала ротора, выбираемой из интервала 6000…60000 мин^-1, а соединенный с валом ротора редуктор является волновым с телами вращения и имеет от одной до трех ступеней преобразования частоты вращения ротора и передаточное отношение, выбираемое из диапазона 500…4000.The technical problem is solved in the system of steering surfaces with electromechanical drives to control the basic flight functions of the aircraft, comprising: steering surfaces divided into sections, which serve to control the flight functions of the course, and steering surfaces located to the left and right of the fuselage, which serve to control the flight functions of pitch and roll ; at least one electromechanical servo drive mounted on a fixed element of the plumage power set connected to each section of the divided steering surface, the rated power of which depends on the area of the section brought by it, and the output links of which rotate or linearly move; aerodynamic braking surfaces (brake flaps) having at least one servo-driven electromechanical drive, the output links of which rotate or linearly move; control units for tracking electromechanical drives of steering surfaces that control the flight functions of the course, pitch and roll and aerodynamic braking surfaces; control units for electric motors of follow-up electromechanical drives connected by interface buses to control units for follow-up electromechanical drives of steering surfaces and aerodynamic braking surfaces; at least one central steering control unit for the steering surfaces of each of the course, pitch and roll functions and aerodynamic braking surfaces, connected by interface tires to control units for tracking electromechanical drives and to an on-board computer; sensors of the angular position of each output shaft of the follow-up electromechanical drive, connected by interface buses to control units of follow-up electromechanical drives; position sensors of each section of the steering surface and aerodynamic braking surfaces, connected by an interface bus to the control units for tracking electromechanical actuators of the steering surfaces, each divided steering surface controlling at least one of the course, pitch and roll functions is divided into sections - external and internal, so that the product of the area of each section by the shortest distance from its geometric center to the longitudinal axis passing through the center of gravity of the aircraft is tsya constant value; the electric motor of each servo-driven electromechanical drive of each section of the divided steering surface and each surface of aerodynamic braking is a brushless DC DC motor with permanent magnets, has a rotor shaft speed selected from the interval 6000 ... 60000 min ^-1 , and the gearbox connected to the rotor shaft is a wave with bodies of revolution and has from one to three stages of conversion of the rotor speed and a gear ratio selected from the range of 500 ... 4000.

Для дополнительного снижения массы электромеханических приводов бесколлекторный вентильный электродвигатель следящего электромеханического привода имеет частоту вращения вала ротора, выбираемую из интервала 26000…60000 мин^-1, а соединенный с валом ротора электродвигателя волновой редуктор с телами вращения имеет передаточное отношение, выбираемое из интервала 1000…4000.To further reduce the mass of electromechanical drives, the brushless electromagnetically driven servo motor has a rotor shaft rotational speed selected from the interval 26000 ... 60000 min ^-1 , and a wave gearbox with rotation bodies connected to the rotor shaft of the electric motor has a gear ratio selected from the interval 1000 ... 4000.

Для повышения унификации электромеханических приводов следящие электромеханические приводы секций разделенных рулевых поверхностей и поверхностей аэродинамического торможения, имеющих равные площади, являются идентичными.To increase the unification of electromechanical drives, the tracking electromechanical drives of the sections of the divided steering surfaces and the aerodynamic braking surfaces having equal areas are identical.

В зависимости от величины хода, необходимого для поворота каждой из секций разделенных рулевых поверхностей, служащие для управления летными функциями курса, тангажа и крена и поверхностей аэродинамического торможения, следящие электромеханические приводы могут быть электромеханическими приводами вращательного движения или линейного перемещения с шарико-винтовым преобразователем вращательного движения в поступательное.Depending on the amount of travel required to rotate each of the sections of the divided steering surfaces, which are used to control the flight functions of the course, pitch and roll, and aerodynamic braking surfaces, the follow-up electromechanical drives can be electromechanical drives for rotational motion or linear movement with a ball-screw rotary motion transducer in translational.

Решение технической задачи - равномерное распределение нагрузок, воспринимаемых силовым набором оперения, повышение надежности выполнения летных функций, снижение массы электромеханических приводов и их унификация - обеспечивается следующей совокупностью отличительных признаков полезной модели: каждая разделенная рулевая поверхность, управляющая, по меньшей мере, одной из функций курса, тангажа и крена, разделена на секции - внешнюю и внутреннюю, так, что произведение площади каждой секции на кратчайшее расстояние от ее геометрического центра до продольной оси, проходящей через центр тяжести самолета, является постоянной величиной; электродвигатель каждого следящего электромеханического привода каждой секции разделенной рулевой поверхности и каждой поверхности аэродинамического торможения является бесколлекторным вентильным электродвигателем постоянного тока с постоянными магнитами, имеет частоту вращения вала ротора, выбираемой из интервала 6000…60000 мин^-1, а соединенный с валом ротора редуктор является волновым с телами вращения и имеет передаточное отношение, выбираемое из диапазона 500…4000.The solution to the technical problem - the uniform distribution of the loads perceived by the power set of plumage, increasing the reliability of the flight functions, reducing the mass of electromechanical drives and their unification - is ensured by the following set of distinguishing features of the utility model: each divided steering surface that controls at least one of the course functions , pitch and roll, is divided into sections - external and internal, so that the product of the area of each section by the shortest distance from its geometrical th center to the longitudinal axis passing through the center of gravity of the aircraft is a constant; the electric motor of each servo-driven electromechanical drive of each section of the divided steering surface and each surface of aerodynamic braking is a brushless DC DC motor with permanent magnets, has a rotor shaft speed selected from the interval 6000 ... 60000 min ^-1 , and the gearbox connected to the rotor shaft is a wave with bodies of revolution and has a gear ratio selected from the range of 500 ... 4000.

Данная совокупность отличительных признаков не обнаружена в ходе патентно-информационного поиска, следовательно, техническое решение соответствует критерию «новизна».This set of distinctive features was not found during the patent information search, therefore, the technical solution meets the criterion of "novelty."

На фиг. 1 показан общий вид самолета с разделенными рулевыми поверхностями и поверхностями аэродинамического торможения.In FIG. 1 shows a general view of an airplane with divided steering surfaces and aerodynamic braking surfaces.

На фиг. 2 - вид самолета спереди с разделенными элеронами и рулевыми поверхностями.In FIG. 2 is a front view of an airplane with separated ailerons and steering surfaces.

На фиг. 3 - два электромеханических привода вращательного движения для разделенных рулевых поверхностей и поверхностей аэродинамического торможения.In FIG. 3 - two electromechanical rotational motion drives for divided steering surfaces and aerodynamic braking surfaces.

На фиг. 4 - вид А на фиг. 3.In FIG. 4 is a view A in FIG. 3.

На фиг. 5 - электромеханический привод вращательного движения с кривошипно-шатунным механизмом и рычагом для поворота поверхности аэродинамического торможения.In FIG. 5 - electromechanical drive of rotational movement with a crank mechanism and a lever for turning the surface of aerodynamic braking.

На фиг. 6 - электромеханический привод для рулевых поверхностей и поверхностей аэродинамического торможения с бесколлекторным вентильным электродвигателем постоянного тока с постоянными магнитами с трехступенчатым волновым редуктором с телами вращения.In FIG. 6 - electromechanical drive for steering surfaces and aerodynamic braking surfaces with a brushless DC permanent magnet motor with permanent magnets with a three-stage wave gear with bodies of revolution.

На фиг. 7 - линейный электромеханический привод рулевой поверхности или поверхности аэродинамического торможения.In FIG. 7 - linear electromechanical drive steering surface or surface aerodynamic braking.

На фиг. 8 - конструкция линейного электромеханического привода с двухступенчатым волновым редуктором с телами вращения и шарико-винтовым механизмом преобразования вращательного движения в поступательное для рулевой поверхности или поверхности аэродинамического торможения.In FIG. 8 is a design of a linear electromechanical drive with a two-stage wave gear with bodies of revolution and a ball screw mechanism for converting rotational motion into translational motion for the steering surface or aerodynamic drag surface.

На фиг. 9 - система управления электромеханическими приводами рулевых поверхностей и поверхностей аэродинамического торможения самолета.In FIG. 9 - a control system for electromechanical drives of steering surfaces and aerodynamic braking surfaces of an aircraft.

Система рулевых поверхностей (фиг. 1-9) с электромеханическими приводами для управления основными летными функциями курса, тангажа и крена самолета содержит разделенные на секции рулевые поверхности: руль 1 направления (секции 1.1 и 1.2), расположенные выше продольной оси 2 самолета, проходящей через центр тяжести самолета; руль 3 высоты (секции 3.1 и 3.2), расположенные слева и справа от продольной оси 2; элероны 4 (секции 4.1 и 4.2), расположенные в оконечностях крыльев 5; тормозные щитки 6 (секции 6.1, 6.2 и 6.3), расположенные в крыльях 5 рядом с фюзеляжем, и интерцепторы 7 (секции 7.1-7.4), расположенные в средних частях крыльев 5. Рулевая поверхность разделена на две секции: внешнюю и внутреннюю (фиг. 1, 2) так, что произведение площади каждой секции на кратчайшее расстояние от геометрического центра секции до продольной оси 2, является величиной постоянной:The system of steering surfaces (Fig. 1-9) with electromechanical drives for controlling the basic flight functions of the course, pitch and roll of the aircraft contains steering surfaces divided into sections: steering wheel 1 (sections 1.1 and 1.2) located above the longitudinal axis 2 of the aircraft passing through aircraft center of gravity; elevator 3 (sections 3.1 and 3.2) located to the left and right of the longitudinal axis 2; ailerons 4 (sections 4.1 and 4.2) located at the ends of the wings 5; brake flaps 6 (sections 6.1, 6.2 and 6.3) located in the wings 5 near the fuselage, and spoilers 7 (sections 7.1-7.4) located in the middle parts of the wings 5. The steering surface is divided into two sections: external and internal (Fig. 1, 2) so that the product of the area of each section by the shortest distance from the geometric center of the section to the longitudinal axis 2 is a constant:

где S₁ и S₂ - площади внешних секций 1.1, 3.1, 4.1, 6.1, 7.1 и внутренних секций 1.2,3.2,4.2, 6.3, 7.4 каждой из разделенных рулевых поверхностей;where S ₁ and S ₂ - the area of the outer sections 1.1, 3.1, 4.1, 6.1, 7.1 and the inner sections 1.2,3.2,4.2, 6.3, 7.4 of each of the divided steering surfaces;

l_c1 и l_c2 - расстояния от геометрических центров внутренней и внешней секций каждой из разделенных рулевых поверхностей до продольной оси 2.l _c1 and l _c2 are the distances from the geometric centers of the inner and outer sections of each of the divided steering surfaces to the longitudinal axis 2.

Каждая секция каждой разделенной рулевой поверхности 1, 3, 4 и каждая поверхность 6, 7 аэродинамического торможения имеет, по меньшей мере, два следящих электромеханических привода 8а (фиг. 3-6) или 8b (фиг. 7, 8), закрепленные на неподвижном элементе 9 (фиг. 3-8) силового набора оперения, номинальная мощность электродвигателей которых зависит от максимальной скорости полета самолета, от площади приводимой ими секции и максимальной скорости ее поворота ["Определение предельных динамических характеристик рулевого привода на основе предельных режимов полета самолета. Т.Б. Близнова, Ю.Г. Оболенский, В.А. Полковников, Электронный журнал "Труды МАИ", вып. №61. www.mai.ru/science/trudy/published.php?ID=35650]: Each section of each divided steering surface 1, 3, 4 and each surface 6, 7 of aerodynamic braking has at least two follow-up electromechanical actuators 8a (Fig. 3-6) or 8b (Fig. 7, 8), mounted on a fixed element 9 (Fig. 3-8) of the plumage power set, the rated power of electric motors of which depends on the maximum flight speed of the aircraft, on the area of the section they bring and the maximum speed of its rotation ["Determination of the maximum dynamic characteristics of the steering drive based on the limiting modes flight of the aircraft TB Bliznova, YG Obolensky, VA Polkovnikov, Electronic journal MAI Transactions, issue No. 61. www.mai.ru/science/trudy/published.php?ID=35650 ]:

где N_H - номинальная мощность электродвигателей секции; М - шарнирный момент поворота секции рулевой поверхности; S - площадь секции рулевой поверхности; ω_mах - максимальная угловая скорость поворота секции рулевой поверхности; υ - максимальная скорость полета;where N _H is the rated power of the section electric motors; M is the hinge moment of rotation of the section of the steering surface; S is the area of the steering surface section; ω _max - the maximum angular velocity of rotation of the steering section; υ is the maximum flight speed;

- по меньшей мере, два следящих электромеханических привода 8а или 8b, выходные звенья 10а и 10b которых могут совершать соответственно вращательное движение (фиг. 3-6) или линейное перемещение (фиг. 7, 8), соединены с каждой из секций la, lb,…4 разделенных рулевых поверхностей.- at least two follow-up electromechanical actuators 8a or 8b, the output links 10a and 10b of which can rotate (Fig. 3-6) or linear movement (Fig. 7, 8), respectively, are connected to each of the sections la, lb , ... 4 divided steering surfaces.

Номинальная мощность всех электромеханических приводов 8а и 8b каждой секции каждой приводимой рулевой поверхности 1, 3, 4 зависит от ее площади, максимальной скорости полета и максимальной скорости поворота секции рулевой поверхности в процессе управления полетом самолета.The rated power of all electromechanical drives 8a and 8b of each section of each driven steering surface 1, 3, 4 depends on its area, maximum flight speed and maximum speed of rotation of the steering surface section in the process of aircraft flight control.

Идентичными являются:Identical are:

- электромеханические приводы 8а (8b), соединенные с внешними секциями la, 2а, 3а, 4 рулевых поверхностей, имеющими равные площади и управляющие, по меньшей мере, одной из функций курса, тангажа или крена;- electromechanical drives 8a (8b) connected to the outer sections la, 2a, 3a, 4 of the steering surfaces having equal areas and controlling at least one of the functions of the course, pitch or roll;

- электромеханические приводы 8а (8b), соединенные с внутренними секциями lb, 2b, 3b, 4 рулевых поверхностей, имеющими равные площади и управляющие, по меньшей мере, одной из функций курса, тангажа или крена.- Electromechanical actuators 8a (8b) connected to the inner sections lb, 2b, 3b, 4 of the steering surfaces having equal areas and controlling at least one of the functions of the course, pitch or roll.

Для уменьшения габаритов и массы электромеханических приводов 8а или 8b, а также для уменьшения массы неподвижного элемента 9 силового набора оперения каждый электродвигатель 15 (фиг. 6, 8) следящего электромеханического привода 8а (8b) каждой секции рулевой поверхности 1, 3, 4 является бесколлекторным вентильным электродвигателем постоянного тока с постоянными магнитами с частотой вращения ротора 16, выбираемой из интервала 6000…60000 мин^-1, а следящий электромеханический привод 8а (8b) имеет соединенный с валом ротора 16 волновой многоступенчатый редуктор 17 с телами вращения 18 с передаточным отношением, выбираемым из интервала 500…4000.To reduce the size and weight of the electromechanical actuators 8a or 8b, as well as to reduce the mass of the fixed element 9 of the power set of the plumage, each electric motor 15 (Fig. 6, 8) of the follower electromechanical drive 8a (8b) of each section of the steering surface 1, 3, 4 is brushless permanent magnet DC motor with permanent magnets with a rotor speed of 16 selected from the interval 6000 ... 60000 min ^-1 , and the follow-up electromechanical actuator 8a (8b) has a multi-stage wave connected to the rotor shaft 16 a duct 17 with bodies of revolution 18 with a gear ratio selected from the interval 500 ... 4000.

При частоте вращения, меньшей 6000 мин^-1, электромеханический привод 8а (8b) имеет низкий уровень удельной мощности электродвигателя 15, меньший 0,45 кВт/кг; прирост удельной мощности с увеличением частоты вращения ротора 16 электродвигателя 15 уменьшается, и при частоте вращения более 60000 мин^-1 прирост удельной мощности становится небольшим, поэтому увеличение частоты вращения более 60000 мин^-1 дает несущественный прирост удельной мощности и становится нецелесообразным.When the rotation speed is less than 6000 min ^-1 , the electromechanical drive 8a (8b) has a low level of specific power of the electric motor 15, less than 0.45 kW / kg; the increase in specific power with an increase in the rotational speed of the rotor 16 of the electric motor 15 decreases, and at a speed of more than 60,000 min ^{-1, the} increase in specific power becomes small, so an increase in the frequency of more than 60,000 min ^-1 gives an insignificant increase in specific power and becomes impractical.

Волновые редукторы 17 (фиг. 6, 8) с телами вращения 18 также имеют минимальные габариты, особенно в сравнении с наиболее применяемыми зубчатыми многоступенчатыми редукторами, а также, в сравнении с другими типами редукторов, позволяют иметь высокое передаточное отношение, обеспечивающее уменьшение угловой скорости поворота рулевой поверхности 1, 3, 4 в 500…4000 раз в сравнении с угловой скоростью вращения ротора 16 электродвигателя 15. Такой диапазон передаточных отношений редуктора необходим в связи с небольшой угловой скоростью поворота каждой из секций рулевых поверхностей и поверхностей аэродинамического торможения.Wave gears 17 (Fig. 6, 8) with bodies of revolution 18 also have minimal dimensions, especially in comparison with the most used gear multistage gears, and also, in comparison with other types of gears, allow a high gear ratio, which reduces the angular velocity of rotation the steering surface of 1, 3, 4 is 500 ... 4000 times in comparison with the angular speed of rotation of the rotor 16 of the electric motor 15. This range of gear ratios of the gearbox is necessary due to the small angular speed of rotation of each from sections of steering surfaces and aerodynamic braking surfaces.

При использовании в электромеханических приводах 8а и 8b электродвигателей 15 с частотой вращения ротора 16 более 26000 мин^-1 и двухступенчатого волнового редуктора 17 (фиг. 8) или трехступенчатого волнового редуктора 17 (фиг. 6) с телами вращения 18 с передаточным отношением 1000…4000, можно для повышения надежности привода секций увеличивать число электромеханических приводов 8а и 8b при меньшем увеличении их суммарной массы в сравнении с электромеханическими приводами, имеющими меньшую частоту вращения ротора электродвигателя.When used in electromechanical drives 8a and 8b of electric motors 15 with a rotor speed of 16 more than 26,000 min ^-1 and a two-stage wave gear 17 (Fig. 8) or a three-stage wave gear 17 (Fig. 6) with bodies of revolution 18 with a gear ratio of 1000 ... 4000 , it is possible to increase the reliability of the drive sections to increase the number of electromechanical drives 8a and 8b with a smaller increase in their total mass in comparison with electromechanical drives having a lower rotational speed of the rotor of the electric motor.

В силовом наборе оперения, например, крыла 5, можно размещать несколько электромеханических приводов 8а и 8b для привода каждой секции разделенной рулевой поверхности, и, соответственно, повышать надежность управления основными функциями курса, тангажа, крена и аэродинамического торможения, не прибегая, наряду с электромеханическими приводами 8а и 8b, к электрогидравлическим приводам (не показаны) и электропневматическим приводам (не показаны), как это предлагается в известных изобретениях фирм Airbus, Honeywell, Boeing и используется в самолетах.In the power set of the plumage, for example, wing 5, it is possible to place several electromechanical drives 8a and 8b to drive each section of the divided steering surface, and, accordingly, increase the reliability of controlling the main functions of the course, pitch, roll and aerodynamic braking without resorting, along with electromechanical drives 8a and 8b, to electro-hydraulic drives (not shown) and electro-pneumatic drives (not shown), as proposed in the well-known inventions of Airbus, Honeywell, Boeing and used in aircraft.

Следящие электромеханические приводы 8а и 8b, выполняющие управление секциями рулевых поверхностей 1, 3, 4 и поверхностями 6, 7 аэродинамического торможения, имеющими равные площади, могут быть идентичными как по номинальной мощности, так и по конструкции, что позволяет повысить уровень унификации электромеханических приводов 8а и 8b и снизить их себестоимость.Tracking electromechanical drives 8a and 8b that control sections of steering surfaces 1, 3, 4 and aerodynamic braking surfaces 6, 7 having equal areas can be identical both in rated power and in design, which allows to increase the level of unification of electromechanical drives 8a and 8b and reduce their cost.

В зависимости от заданного угла поворота секций рулевой поверхности электромеханические приводы 8а или 86 выбираются так, что их выходные валы 10а и звенья 10b могут совершать как вращательное движение (фиг. 3-6), так и линейное перемещение (фиг. 7, 8), получаемое путем преобразования вращательного движения вала ротора 16 электродвигателя 15 в поступательное через кривошипно-шатунный механизм 19 (фиг. 5) или через шарико-винтовую передачу 20 (фиг. 8).Depending on the given angle of rotation of the sections of the steering surface, the electromechanical drives 8a or 86 are selected so that their output shafts 10a and links 10b can perform both rotational movement (Fig. 3-6) and linear movement (Fig. 7, 8), obtained by converting the rotational movement of the shaft of the rotor 16 of the electric motor 15 into the translational through the crank mechanism 19 (Fig. 5) or through a ball screw transmission 20 (Fig. 8).

Управление электромеханическими приводами 8а и 8b секций рулевых поверхностей для функций курса, тангажа или крена осуществляется через систему управления (фиг. 9), имеющую: блоки 21 управления следящими электромеханическими приводами 8а и 8b рулевых поверхностей 1, 3 или 4, выполняющих управление летными функциями соответственно курса, тангажа и крена и поверхностями 6, 7 аэродинамического торможения; блоки 22 управления электродвигателями 15 следящих электромеханических приводов 8а и 8b, соединенные интерфейсными шинами 23 с блоками 21 управления следящими электромеханическими приводами 8а и 8b рулевых поверхностей 1, 3, 4 и поверхностей 6, 7 аэродинамического торможения; по меньшей мере, один центральный блок 24 управления рулевыми поверхностями 1, 3 или 4 каждой из функций соответственно курса, тангажа и крена и поверхностями 6, 7 аэродинамического торможения, соединенный интерфейсной шиной 23 с блоками 21 и 22 управления следящими электромеханическими приводами 8а и 8b и интерфейсной шиной 25 с бортовым компьютером 26; датчики 27 углового положения выходного вала 10а и выходного звена 10b соответственно каждого следящего электромеханического привода 8а или 86, соединенные интерфейсными шинами 28 с блоками 21, 22 управления следящими электромеханическими приводами 8а и 8b; датчики 29 положения каждой секции рулевой поверхности 1, 3, 4 и поверхностей 6, 7 аэродинамического торможения, соединенные интерфейсными шинами 30 с блоками 21, 22 управления следящими электромеханическими приводами 8а и 8b рулевых поверхностей.The control of the electromechanical actuators 8a and 8b of the sections of the steering surfaces for the course, pitch or roll functions is carried out through a control system (Fig. 9), having: control units 21 for monitoring the electromechanical actuators 8a and 8b of the steering surfaces 1, 3 or 4, which control the flight functions, respectively heading, pitch and roll and aerodynamic braking surfaces 6, 7; control units 22 for electric motors 15 of the tracking electromechanical drives 8a and 8b connected by interface buses 23 to control units 21 for tracking the electromechanical drives 8a and 8b of steering surfaces 1, 3, 4 and aerodynamic braking surfaces 6, 7; at least one central control unit 24 for steering surfaces 1, 3 or 4 of each of the functions of course, pitch and roll, and aerodynamic braking surfaces 6, 7, respectively, connected by an interface bus 23 to control units 21 and 22 of servo-controlled electromechanical drives 8a and 8b and an interface bus 25 with an on-board computer 26; sensors 27 of the angular position of the output shaft 10a and the output link 10b, respectively, of each servo-driven electromechanical actuator 8a or 86, connected by interface buses 28 to the control units 21, 22 of the servo-controlled electromechanical actuators 8a and 8b; position sensors 29 of each section of the steering surface 1, 3, 4 and aerodynamic braking surfaces 6, 7, connected by interface tires 30 to control units 21, 22 for monitoring the electromechanical actuators 8a and 8b of the steering surfaces.

Работа электромеханического привода системы рулевых поверхностей 1, 3, 4 и поверхностей 6 и 7 аэродинамического торможения со следящими электромеханическими приводами 8а или 8b описанных конструкций (фиг. 1-8) по управлению основными функциями курса, тангажа и крена при полете самолета включает следующие действия: пуск электромеханических приводов 8а и 8b, обеспечивающий начало вращения одной или нескольких секций рулевых поверхностей 1, 3, 4 и при необходимости поверхностей 6, 7 аэродинамического торможения по сигналам, подаваемым центральным блоком 24 управления (фиг. 9) в блоки 21 и 22 управления в соответствии с законами управления и алгоритмами, заложенными в программы управления; разгон секций рулевых поверхностей с необходимым ускорением до установившейся скорости движения по программе, задаваемой центральным блоком 24 управления и выдаваемыми датчиками 27, 29 сигналам, преобразуемым в блоках 21, 22 управления; изменение скорости вращения секций рулевых поверхностей при отслеживании углового положения выходного вала 10а и выходного звена 10b соответственно электромеханических приводов 8а и 8b и углового положения секций рулевых поверхностей по сигналам, поступающим от центрального блока 24 управления и преобразуемым в блоках 21, 22 управления; изменение направления вращения роторов 16 электродвигателей 15, выходного вала 10а и выходного звена 10b и секций рулевых поверхностей 1, 3, 4 и поверхностей 6, 7 аэродинамического торможения по сигналам, поступающим от центрального блока 24 управления и преобразуемым в блоках 21, 22 управления; разгон электромеханического привода 8а или 8b с заданным ускорением до установившейся скорости движения одной или нескольких секций рулевых поверхностей 1, 3, 4 при выполнении функций соответственно курса, тангажа и крена, и поверхностей 6, 7 аэродинамического торможения осуществляется путем регулирования частоты синхронного вращения вала 10а и звена 10b электроприводов соответственно 8а и 8b.The operation of the electromechanical drive of the system of steering surfaces 1, 3, 4 and surfaces 6 and 7 of aerodynamic braking with the following electromechanical drives 8a or 8b of the described structures (Fig. 1-8) to control the basic functions of the course, pitch and roll during flight includes the following: start-up of electromechanical drives 8a and 8b, providing the start of rotation of one or more sections of the steering surfaces 1, 3, 4 and, if necessary, aerodynamic braking surfaces 6, 7 according to the signals supplied by the central control locus 24 (Fig. 9) into control units 21 and 22 in accordance with control laws and algorithms incorporated into control programs; acceleration of sections of the steering surfaces with the necessary acceleration to a steady speed according to the program specified by the central control unit 24 and the signals issued by the sensors 27, 29, converted in the control units 21, 22; changing the rotation speed of the sections of the steering surfaces while monitoring the angular position of the output shaft 10a and the output link 10b of the electromechanical actuators 8a and 8b, respectively, and the angular position of the sections of the steering surfaces according to the signals received from the central control unit 24 and converted to control units 21, 22; a change in the direction of rotation of the rotors 16 of the electric motors 15, the output shaft 10a and the output link 10b and the sections of the steering surfaces 1, 3, 4 and the aerodynamic braking surfaces 6, 7 according to the signals received from the central control unit 24 and converted into control units 21, 22; acceleration of the electromechanical drive 8a or 8b with a given acceleration to a steady speed of one or more sections of the steering surfaces 1, 3, 4 while performing the functions of course, pitch and roll, and aerodynamic braking surfaces 6, 7, respectively, by adjusting the frequency of synchronous rotation of the shaft 10a and link 10b of the electric actuators 8a and 8b, respectively.

Для уменьшения нагрузки на силовой набор оперения самолета с закрепленными на них рулевыми поверхностями при отказе или выходе из строя, по меньшей мере, одного из электромеханических приводов 8а или 8b, он выводится из зацепления, например, пиропатроном 31 (фиг. 3, 4, 6) [патент RU №2522638], по команде, подаваемой от центрального блока 24 управления на блоки 21 и 22 управления, после чего все следящие электромеханические приводы 8а, 8b могут продолжать работу при уменьшении суммарной мощности электромеханического привода.To reduce the load on the power set of the plumage of the aircraft with the steering surfaces attached to them in case of failure or failure of at least one of the electromechanical drives 8a or 8b, it is disengaged, for example, by a squib 31 (Fig. 3, 4, 6 ) [Patent RU No. 2522638], by a command supplied from the central control unit 24 to the control units 21 and 22, after which all servo-controlled electromechanical drives 8a, 8b can continue to work while reducing the total power of the electromechanical drive.

Claims

1. A control system for the basic flight functions of the aircraft using steering surfaces with electromechanical drives, comprising: steering surfaces divided into sections, used to control the flight functions of the course, and steering surfaces located to the left and right of the fuselage, used to control the flight functions of pitch and roll; servo-driven electromechanical drives mounted on a fixed element of the plumage power set connected to each of the sections of the divided steering surface, the rated power of which depends on the area of the sections brought by them; aerodynamic braking surfaces (brake flaps) having servo-driven electromechanical drives; control units for tracking electromechanical drives of steering surfaces that control the flight functions of the course, pitch and roll and aerodynamic braking surfaces; control units for electric motors of servo-driven electromechanical drives connected by interface tires to control units for servo-mounted electromechanical drives of steering surfaces and aerodynamic braking surfaces; central control units for the steering surfaces of each of the course, pitch and roll functions and aerodynamic braking surfaces, connected by interface buses to the control units of the tracking electromechanical drives and to the on-board computer; sensors of the angular position of each output shaft of the follow-up electromechanical drive, connected by interface buses to the control units of the follow-up electromechanical drives; position sensors of each section of the steering surface and aerodynamic braking surfaces, connected by an interface bus to the control units of the tracking electromechanical actuators of the steering surfaces, characterized in that each divided steering surfaces controlling the course, pitch and roll functions are divided into two sections - external and internal so, that the product of the area of each section by the shortest distance from its geometric center to the longitudinal axis passing through the center of gravity of the aircraft is constant actual size; the electric motor of each servo-driven electromechanical drive of each section of the divided steering surface and each surface of aerodynamic braking is a brushless constant current DC motor with permanent magnets, has a nominal rotational speed of the rotor shaft selected from the interval 6000 ... 60000 min ^-1 , and the gearbox connected to the rotor shaft is wave with bodies of revolution and has from one to three stages of conversion of the rotor speed and a gear ratio selected from the range Azone 500 ... 4000.

2. The control system according to claim 1, characterized in that the brushless direct current DC motor with permanent magnets has a rotor shaft rotational speed selected from the interval 26000 ... 60000 min ^-1 , and the wave gear with rotation bodies has two or three stages of frequency conversion rotor rotation and gear ratio, selected from the range of 1000 ... 4000.

3. The control system according to claim 1, characterized in that the tracking electromechanical drives of the sections of the divided steering surfaces and aerodynamic braking surfaces having equal areas are identical.

4. The control system for PP. 1-3, characterized in that the follow-up electromechanical actuators sections of the steering surfaces, used to control the flight functions of the course, pitch and roll and surfaces of aerodynamic braking, are follow-up electromechanical drives of rotational motion.

5. The control system for PP. 1-3, characterized in that the tracking electromechanical actuators of the steering surfaces, used to control the flight functions of the course, pitch and roll and surfaces of aerodynamic braking, are tracking electromechanical linear actuators.