RU2028251C1 - Орган управления летательного аппарата - Google Patents
Орган управления летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2028251C1 RU2028251C1 SU4948189A RU2028251C1 RU 2028251 C1 RU2028251 C1 RU 2028251C1 SU 4948189 A SU4948189 A SU 4948189A RU 2028251 C1 RU2028251 C1 RU 2028251C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- ailerons
- control system
- servo
- compensators
- attack
- Prior art date
Links
Landscapes
- Toys (AREA)
Abstract
Изобретение относится к аэродинамическим органам управления летательных аппаратов, в частности к элеронам с пружинными сервокомпенсаторами. Цель изобретения - уменьшение шарнирных моментов элеронов путем повышения эффективности сервокомпенсаторов при больших углах атаки. система управления элеронами 1 снабжена дополнительной жесткой кинематической связью 8, предотвращающей самопроизвольное отклонение элеронов и сервокомпенсаторов 7 по углу атаки при фиксированном положении рычага 2 управления. 1 ил.
Description
Изобретение относится к аэродинамическим органам управления летательных аппаратов, выполненных в виде элеронов с сервокомпенсаторами.
Известен орган управления летательного аппарата, выполненный в виде соединенных с системой управления элеронов с пружинными сервокомпенсаторами.
Недостатком такого органа управления является то, что при зажатом положении рычага управления и больших углах атаки, элероны и сервокомпенсаторы под действием шарнирных моментов имеют возможность самопроизвольно отклоняться, что снижает эффективность сервокомпенсаторов при отклонении рычага управления по крену. Особенно значительное "всплывание" элеронов и вызванное этим ограничение максимальных углов отклонения сервокомпенсаторов по углу σэ возникает при выходе самолета на большие углы атаки, когда шарнирные моменты элеронов по α резко возрастают. В ряде случаев при больших углах атаки шарнирные моменты элеронов при фиксированном положении рычага управления по крену могут достигнуть таких величин, под действием которых упругие элементы сдеформируются (обожмутся) до предела, и сервокомпенсаторы при этом отклонятся на максимально заданный угол τск макс (до упора). В этом случае при управлении по крену на одном из элеронов сервокомпенсатор, достигший упора, полностью утратит свою эффективность, что приведет к резкому росту шарнирных моментов этого элерона и соответственно к увеличению усилий на рычаге управления.
Целью изобретения является уменьшения шарнирных моментов органов управления путем повышения эффективности сервокомпенсаторов при больших углах атаки.
Это достигается тем, что в известных органах управления, выполненных в виде соединенных с системой управления элеронов с пружинными сервокомпенсаторами, система управления элеронами снабжена дополнительной жесткой кинематической связью. Эта связь предотвращает деформацию упругих элементов от воздействия на них шарнирных моментов элеронов по углу атаки и устраняет самопроизвольное отклонение сервокомпенсаторов при фиксированном положении рычага управления по кракрену.
На чертеже изображена схема предлагаемого органа управления.
Правый 1 и левый, имеющий аналогичную схему и являющийся зеркальным отображением правого (не показан) элероны соединены с системой управления, включающей рычаг 2 управления по крену, тягу 3, состоящую из упругой части 4, в которую включена пружина 5, и жесткой части 6, которая соединена с сервокомпенсатором 7. При этом система управления правым и левым элеронами снабжена дополнительной жесткой кинематической связью 8, не имеющей непосредственной связи с рычагом 2 управления.
Орган управления работает следующим образом.
При отклонении рычага 2 на элеронах 1 возникают шарнирные моменты разного знака, под действием которых упругие элементы 4 (пружины) сдеформированы, а сервокомпенсаторы 7 отклоняются в сторону, противоположную отклонению элеронов 1, что приводит к уменьшению их шарнирных моментов.
При фиксированном (неотклоненном) положении рычага 2 и увеличении угла атаки на элеронах возникают шарнирные моменты одного знака, которые воспринимаются дополнительной жесткой тягой 8 и на упругий элемент 5 не передаются, а следовательно, и сервокомпенсаторы 7 не отклоняются.
Данный орган управления позволяет значительно уменьшить шарнирные моменты при больших углах атаки путем сохранения заданного максимального диапазона углов отклонения сервокомпенсатора по углу отклонения элерона вне зависимости от угла атаки.
Claims (1)
- ОРГАН УПРАВЛЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, выполненный в виде соединенных с системой управления элеронов с пружинными сервокомпенсаторами, отличающийся тем, что, с целью уменьшения шарнирных моментов элеронов путем повышения эффективности сервокомпенсаторов при больших углах атаки, система управления элеронами снабжена дополнительной жесткой кинематической связью.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU4948189 RU2028251C1 (ru) | 1991-06-24 | 1991-06-24 | Орган управления летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU4948189 RU2028251C1 (ru) | 1991-06-24 | 1991-06-24 | Орган управления летательного аппарата |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2028251C1 true RU2028251C1 (ru) | 1995-02-09 |
Family
ID=21580704
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SU4948189 RU2028251C1 (ru) | 1991-06-24 | 1991-06-24 | Орган управления летательного аппарата |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2028251C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN104648657A (zh) * | 2013-11-22 | 2015-05-27 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种可抑制振动的带调整片操纵面 |
-
1991
- 1991-06-24 RU SU4948189 patent/RU2028251C1/ru active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Микеладзе В.Г., В.М.Титов Основные геометрические и аэродинамические характеристики самолетов и крылатых ракет, М.: Машиностроение, 1974, с.30. * |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN104648657A (zh) * | 2013-11-22 | 2015-05-27 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种可抑制振动的带调整片操纵面 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US5739941A (en) | Non-linear hinge for micro-mechanical device | |
US20090090816A1 (en) | Mechanisms and methods for providing rudder control assist during symmetrical and asymmetrical thrust conditions | |
DE69222344T2 (de) | Pralldämpfer | |
GB1109552A (en) | Helicopter rotor system | |
US4789305A (en) | Self-feathering rotary wing | |
DE3136320A1 (de) | Verfahren und vorrichtung zur unterdrueckung des aussenlast-tragfluegel-flatterns von flugzeugen | |
US2368059A (en) | Aircraft control surface | |
RU2028251C1 (ru) | Орган управления летательного аппарата | |
EP0391626A3 (en) | Semiactive damper with motion responsive valve means | |
US4066343A (en) | Configuration control apparatus | |
GB2021053A (en) | Vehicle-stabilising system. | |
GEWECKE et al. | Control of the horizontal flight‐course by air‐current sense organs in Locusta migratoria | |
GB1191781A (en) | Rotor Load Proportioner for a Helicopter | |
DE69730252D1 (de) | Flugzeugbombe mit einer nasenumhüllung | |
US2092424A (en) | Device for operating the control surfaces of flying machines | |
US4385741A (en) | Aircraft steering mechanism | |
WO1999036314A1 (en) | Arrangement and method for regulating the steering force in a mechanical steering system for an aircraft | |
US3093105A (en) | Control arrangement for a submarine vessel | |
US5344103A (en) | Actuating system for aircraft wing slat and flap panels | |
US2295159A (en) | Airplane control balancing system | |
US2254473A (en) | Airplane vibration dampener | |
US2045463A (en) | Airplane | |
EP0466358B1 (en) | Servovalve | |
US3067970A (en) | Trim force control system | |
US3318555A (en) | Aircraft flight control system |