RU2131051C1 - Система управления воздухозаборником двигателя самолета - Google Patents
Система управления воздухозаборником двигателя самолета Download PDFInfo
- Publication number
- RU2131051C1 RU2131051C1 RU97118845A RU97118845A RU2131051C1 RU 2131051 C1 RU2131051 C1 RU 2131051C1 RU 97118845 A RU97118845 A RU 97118845A RU 97118845 A RU97118845 A RU 97118845A RU 2131051 C1 RU2131051 C1 RU 2131051C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- program
- air intake
- adder
- unit
- control system
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Electrical Control Of Air Or Fuel Supplied To Internal-Combustion Engine (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиационной техники и, в частности, касается систем управления воздухозаборником двигателя самолета. Система управления воздухозаборником двигателя самолета содержит корректирующее устройство с сумматором и измерителем высоты, блок фиксирования приведенного числа оборотов двигателя, формирователь программ, блок запрета коррекции программ, корректор программ и привод перемещения панели воздухозаборника. Формирователь программ связан с приводом перемещения панели воздухозаборника, выход привода перемещения панели воздухозаборника через блок обратной связи подключен к формирователю программ. Измеритель высоты подключен к сумматору. Блок разовых команд включает преобразователи, связанные с сумматором. Выход сумматора соединен со входом блока запрета коррекции программ. Блок запрета коррекции программ соединен с корректором программы. Корректор программы связан с блоком формирования числа приведенных оборотов двигателя и с формирователем программ. Такое выполнение системы улучшает характеристики воздухозаборника при компоновке самолета с треугольным крылом и передним горизонтальным оперением. 3 ил.
Description
Изобретение относится к области авиационной техники и, в частности, касается системы управления воздухозаборником двигателя самолета.
Известна система управления воздухозаборником, содержащая блок формирования приведенного сила оборотов двигателя, формирователь программы, привод положения панели воздухозаборника и корректирующее устройство ("Теория автоматического управления силовыми установками ЛА", Шевяков А.А., М., Машиностроение, 1976, с. 134-137).
Недостатком известной системы является падение эффективной тяги силовой установки при полете на малых высотах с большими приборными скоростями, а также уменьшение диапазона устойчивой работы силовой установки при применении бортовых средств поражения и срабатывания противопомпажной системы двигателя.
Наиболее близким техническим решением к заявляемому является система для управления воздухозаборником двигателя, содержащая корректирующее устройство с сумматором, блок формирования приведенного числа оборотов двигателя, формирователь программ, связанный с приводом перемещения панели воздухорзаборника, выход которого через блок обратной связи подключен к формирователю программы (SU 716238 A1, 27.03.96).
Недостатком прототипа является неэффективные характеристики воздухозаборника при его подкрыльевой компоновке на самолете с треугольным крылом с наплывом и передним горизонтальным оперением.
Новой задачей, решаемой предлагаемой системой управления воздухозаборником, является улучшение характеристик последнего при компоновке самолета с треугольным крылом, наплавом и передним горизонтальным оперением.
Также предлагаемая система обеспечивает увеличение области устойчивой работы силовой установки при применении бортовых средств поражения и срабатывании противопомпонажной системы двигателя.
Решение поставленной задачи достигается тем, что в системе управления воздухозаборником двигателя самолета, содержащей корректирующее устройство с сумматором, блок формирования приведенного числа оборотов двигателя, формирователь программ, связанный с приводом перемещения панели воздухозаборника, выход которого через блок обратной связи подключен к формирователю программ, корректирующее устройство дополнительно снабжено измерителем высоты, подключенным к сумматору, блоком разовых команд, включающим преобразователи, связанные с сумматором, выход которого соединен со входом блока запрета коррекции программы, соединенного с корректором программы, связанным с блоком формирования числа приведенных оборотов двигателя и с формирователем программ.
На фиг. 1 изображена системы управления воздухозаборником.
На фиг. 2 - зависимость коэффициента полного давления в воздухозаборнике по числу М полета.
На фиг. 3 - увеличение запасов устойчивости работы воздухозаборника при наличии сигналов применения бортовых средств поражения и от противопомпажной системы двигателя.
Предлагаемая система управления воздухозаборником двигателя самолета содержит блок формирования числа приведенных оборотов двигателя 1, формирователь программы 2, связанный с приводом 3 перемещения панели воздухозаборника, соединенным через блок обратной связи 4 по положению панели с формирователем программы 2.
В систему входят корректирующее устройство 5, содержащее измеритель высоты 6, и блок разовых команд 7.
Блок разовых команд включает в себя преобразователи 8 и 9, подключенные к сумматору 10, к которому подсоединен и измеритель высоты 6.
Сумматор 10 подключен к блоку запрета коррекции программы 11, связанному с корректором программы 12.
Входы блока формирования числа приведенных оборотов двигателя 1 соединены с датчиками оборотов (п) и температуры (Т0), а выход через корректор программы 12, формирователь программы 2 подключен к приводу 3 перемещения панели воздухозаборника.
Вход измерителя высоты 6 соединен с датчиком высоты полета Н, а выход - с первым входом сумматора 10, второй и третий входы которого соединены с блоком разовых команд 7 через преобразователи 8, 9, а выход - со входом блока запрета коррекции программы 1.
Принцип действия системы управления воздухозаборником двигателя самолета заключается в следующем:
В процессе полета на вход блока формирования числа приведенных оборотов двигателя 1 подаются сигналы от датчика числа оборотов двигателя (п) и датчика температуры (Т0) наружного воздуха, по которым в нем формируются сигналы по приведенному числу оборотов двигателя. Эти сигналы поступают через корректор программ 12 на вход формирователя программы 2, выдающего сигнал управления на привод 3 перемещения панели воздухозаборника.
В процессе полета на вход блока формирования числа приведенных оборотов двигателя 1 подаются сигналы от датчика числа оборотов двигателя (п) и датчика температуры (Т0) наружного воздуха, по которым в нем формируются сигналы по приведенному числу оборотов двигателя. Эти сигналы поступают через корректор программ 12 на вход формирователя программы 2, выдающего сигнал управления на привод 3 перемещения панели воздухозаборника.
При изменении высоты полета и при поступлении сигналов из блока разовых команд 7 (К1 и К2) корректирующее устройство 5 посредством измерителя высоты 6, блока разовых команд 7 с преобразователями 8,9, сумматора 10 и блока запрета коррекции программы 11 формирует дополнительные сигналы на перемещение панели воздухозаборника: Δh1= f1(ΔH), Δh2= f2(k1) и Δh3= f3(k2), которые, суммируясь на корректоре программы 12, поступают на вход привода 3 перемещения панели воздухозаборника.
Этим самым обеспечивается увеличение эффективной тяги (увеличение ν) силовой установки при полете на малых высотах и больших приборных скоростях и увеличение запасов устойчивой работы воздухозаборника при применении бортовых средств поражения и срабатывании противопомпажной системы двигателя в условиях подкрыльевой компоновки воздухозаборника на самолете с треугольным крылом с наплывом и наличии переднего горизонтального оперения.
Claims (1)
- Система управления воздухозаборником двигателя самолета, содержащая корректирующее устройство с сумматором, блок формирования приведенного числа оборотов двигателя, формирователь программ, связанный с приводом перемещения панели воздухозаборника, выход которого через блок обратный связи подключен к формирователю программ, отличающаяся тем, что корректирующее устройство дополнительно снабжено измерителем высоты, подключенным к сумматору, блоком разовых команд, включающим преобразователи, связанные с сумматором, выход которого соединен со входом блока запрета коррекции программ, соединенного с корректором программы, связанным с блоком формирования числа приведенных оборотов двигателя и с формирователем программ,
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU97118845A RU2131051C1 (ru) | 1997-10-31 | 1997-10-31 | Система управления воздухозаборником двигателя самолета |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU97118845A RU2131051C1 (ru) | 1997-10-31 | 1997-10-31 | Система управления воздухозаборником двигателя самолета |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2131051C1 true RU2131051C1 (ru) | 1999-05-27 |
Family
ID=20198957
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU97118845A RU2131051C1 (ru) | 1997-10-31 | 1997-10-31 | Система управления воздухозаборником двигателя самолета |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2131051C1 (ru) |
-
1997
- 1997-10-31 RU RU97118845A patent/RU2131051C1/ru active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| "Техническая информация ЦАГИ", N 15, август, 1976, с. 10 - 11. * |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4232515A (en) | Supersonic cruise airplane and engine | |
| JP2006513890A (ja) | ジェットパワー３モード航空機のための高度な飛行制御のシステムおよび方法 | |
| JP2002510583A (ja) | 有人及び無人航空機用のシングルレバー式動力制御器 | |
| US3711042A (en) | Aircraft control system | |
| CN103201172A (zh) | 带有机翼以及使不稳定流动状态的影响最小化的系统的飞机 | |
| CN102762451A (zh) | 带有流动影响装置结构的飞机 | |
| EP0183282B1 (en) | Longitudinal stability augmentation system | |
| Griffin et al. | Aero-Spaceplane mission performance estimations incorporating atmospheric control limits | |
| RU2131051C1 (ru) | Система управления воздухозаборником двигателя самолета | |
| RIDDLE et al. | Powered-lift takeoff performance characteristics determined from flight test of the Quiet Short-haul Research Aircraft/QSRA | |
| GB999007A (en) | Improvements in or relating to automatic transition devices for v.t.o.l. aircraft | |
| Ur Rahman | Propulsion and flight controls integration for the blended wing body aircraft | |
| GB2144244A (en) | Rotorcraft load factor enhancer | |
| BURCHAM, JR et al. | Flight testing and simulation of an F-15 airplane using throttles for flight control | |
| RU1823356C (ru) | Система автоматического управления заходом на посадку | |
| JP3316715B2 (ja) | 自動操縦装置 | |
| Quigley et al. | A Progress Report on the Development of an Augmentor Wing Jet STOL Research Aircraft | |
| EP3919378B1 (en) | Vibration control system for compound helicopter | |
| RU2409504C1 (ru) | Беспилотный летательный аппарат | |
| BURCHAM, JR et al. | Propulsion system-flight control integration-flight evaluation and technology transition | |
| JP2784171B2 (ja) | サイドスラスタ型飛しょう体の誘導制御方法 | |
| RU2036823C1 (ru) | Способ полета самолета и самолет | |
| JPH06137798A (ja) | 飛しょう体 | |
| Goyal | Study of a longitudinal autopilot for different aircrafts | |
| Fielding et al. | Flight demonstration of an advanced pitch control law in the VAAC Harrier aircraft |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20130527 |