RU2646691C2 - Framework - Google Patents
Framework Download PDFInfo
- Publication number
- RU2646691C2 RU2646691C2 RU2016130107A RU2016130107A RU2646691C2 RU 2646691 C2 RU2646691 C2 RU 2646691C2 RU 2016130107 A RU2016130107 A RU 2016130107A RU 2016130107 A RU2016130107 A RU 2016130107A RU 2646691 C2 RU2646691 C2 RU 2646691C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- control
- elevator
- aircraft
- glider
- angle
- Prior art date
Links
- 238000013461 design Methods 0.000 claims abstract description 12
- 230000007935 neutral effect Effects 0.000 claims abstract description 8
- 230000002596 correlated effect Effects 0.000 claims 1
- 238000000034 method Methods 0.000 abstract description 11
- 239000000446 fuel Substances 0.000 abstract description 4
- 230000008569 process Effects 0.000 abstract description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 4
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 2
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 2
- UJCHIZDEQZMODR-BYPYZUCNSA-N (2r)-2-acetamido-3-sulfanylpropanamide Chemical compound CC(=O)N[C@@H](CS)C(N)=O UJCHIZDEQZMODR-BYPYZUCNSA-N 0.000 description 1
- 241000380131 Ammophila arenaria Species 0.000 description 1
- 241000272525 Anas platyrhynchos Species 0.000 description 1
- 241001669680 Dormitator maculatus Species 0.000 description 1
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 230000009194 climbing Effects 0.000 description 1
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 239000007799 cork Substances 0.000 description 1
- 230000009189 diving Effects 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 1
- 210000000056 organ Anatomy 0.000 description 1
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 1
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
- 238000005303 weighing Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
- B64C13/24—Transmitting means
- B64C13/26—Transmitting means without power amplification or where power amplification is irrelevant
- B64C13/28—Transmitting means without power amplification or where power amplification is irrelevant mechanical
- B64C13/30—Transmitting means without power amplification or where power amplification is irrelevant mechanical using cable, chain, or rod mechanisms
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
- B64C9/12—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders surfaces of different type or function being simultaneously adjusted
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Lift-Guide Devices, And Elevator Ropes And Cables (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Изобретение касается авиационной техники, а именно систем управления в продольном канале используемых на самолетах, экранопланах и планерах преимущественно нормальной аэродинамической схемы. The invention relates to aircraft, namely, control systems in the longitudinal channel used on airplanes, ekranoplanes and gliders of a predominantly normal aerodynamic design.
Из уровня техники известен классический способ управления летательным аппаратом в продольном канале, заключающийся в одновременном управлении углом наклона траектории и углом атаки путем изменения угла тангажа при помощи отклоняемой аэродинамической поверхности, функционально связанной с органом управления. В частности, роль такой поверхности может выполнять руль высоты классического типа, навешенный на задней кромке горизонтального оперения, расположенного позади аэродинамического фокуса летательного аппарата и кинематически связанный с органом управления в кабине летчика таким образом, что отклонение ручки управления «на себя» отклоняет руль высоты на кабрирование и наоборот.From the prior art, a classical method for controlling an aircraft in a longitudinal channel is known, which consists in simultaneously controlling the angle of inclination of the trajectory and the angle of attack by changing the pitch angle using a deflected aerodynamic surface that is functionally connected with the control. In particular, the role of such a surface can be played by a classic-style elevator mounted on the trailing edge of the horizontal tail, located behind the aerodynamic focus of the aircraft and kinematically connected with the control in the cockpit in such a way that the deviation of the control handle “by itself” deflects the elevator by Convert and vice versa.
Основным недостатком классического руля высоты и способа управления в продольном канале является то, что, непосредственно задавая при помощи руля высоты один угол - угол тангажа, пилот должен одновременно контролировать две угловые величины - угол наклона траектории и угол атаки. С точки зрения управления пространственным положением подвижного объекта, эту задачу можно сравнить с управляемым заносом автомобиля, происходящим в вертикальной, а не в горизонтальной плоскости, поскольку при движении автомобиля в управляемом заносе угол поворота управляемых колес отвечает как за радиус поворота, так и за поддержание угла заноса. При этом превышение предельного угла заноса автоматически означает потерю управления и неконтролируемое вращение автомобиля, а утрата контроля за радиусом поворота означает выезд за пределы дороги, чреватый возможным столкновением с препятствием.The main disadvantage of the classic elevator and the control method in the longitudinal channel is that, directly setting the angle using the elevator, the pitch angle, the pilot must simultaneously control two angular values - the angle of inclination of the trajectory and the angle of attack. From the point of view of controlling the spatial position of a moving object, this problem can be compared with a controlled skid of a car occurring in a vertical rather than a horizontal plane, since when the car moves in a controlled skid, the steering angle of the steer wheels is responsible for both the turning radius and maintaining the angle skidding. At the same time, exceeding the maximum skid angle automatically means loss of control and uncontrolled rotation of the car, and loss of control over the turning radius means leaving the road, fraught with a possible collision with an obstacle.
В рамках той же логики, в случае с самолетом или планером, неспособность летчика к одновременному контролю обоих угловых величин приводит или к потере управления при превышении допустимого угла атаки, или к неспособности уйти от столкновения с землей или иными препятствиями при невозможности изменения наклона траектории.Within the framework of the same logic, in the case of an airplane or a glider, the inability of the pilot to simultaneously monitor both angular values leads either to loss of control when the permissible angle of attack is exceeded, or to the inability to avoid collision with the ground or other obstacles if it is impossible to change the incline of the trajectory.
Возможно, что подобная ситуация объясняется тем, что руль высоты в его современном виде впервые появился на летательных аппаратах со статическим принципом создания подъемной силы - дирижаблях, где он назывался, как и на подводных лодках, рулем глубины. При этом задачей пилота управляемого аэростата при управлении в продольном канале является контроль одного угла - угла наклона траектории, поскольку угол атаки для управляемого аэростата имеет ровно такое же второстепенного значение, как и угол скольжения, будучи лишь величиной скольжения в вертикальной плоскости.It is possible that this situation is explained by the fact that the elevator in its modern form first appeared on aircraft with the static principle of creating lift - airships, where it was called, like on submarines, the depth rudder. In this case, the task of the pilot of a controlled balloon while controlling in the longitudinal channel is to control one angle - the angle of inclination of the trajectory, since the angle of attack for the controlled balloon is exactly the same secondary value as the angle of slip, being only the amount of slip in the vertical plane.
Известен также альтернативный способ управления летательным аппаратом в продольном канале, заключающийся в непосредственном управлении углом наклона траектории через изменение угла атаки крыла при помощи поворота относительно поперечной оси вращения. Главным преимуществом данного способа управления является отсутствие инерции из-за вращения всего планера вокруг поперечной оси, неизбежно возникающего при классическом способе управления с использованием горизонтального оперения.There is also known an alternative way to control the aircraft in the longitudinal channel, which consists in directly controlling the angle of inclination of the trajectory by changing the angle of attack of the wing by rotation relative to the transverse axis of rotation. The main advantage of this control method is the lack of inertia due to the rotation of the entire airframe around the transverse axis, which inevitably occurs with the classical control method using horizontal tail.
Недостатком данного способа управления является возможность выхода ЛА на закритические углы атаки из-за недостаточно эффективной стабилизации фюзеляжа по направлению набегающего потока, когда угол атаки фюзеляжа суммируется с заданным максимальным углом атаки крыла.The disadvantage of this control method is the ability of the aircraft to reach supercritical angles of attack due to insufficiently effective stabilization of the fuselage in the direction of the incoming flow, when the angle of attack of the fuselage is summed with a given maximum angle of attack of the wing.
Данный способ управления ЛА в продольном канале реализован, в частности, в «Самолете», описание которого приводится в патенте США №3415469 от 10.12.1968. Данный патент описывает конструкцию летающей лодки Spratt, названной так по имени своего изобретателя Джорджа Спратта. Наиболее характерной особенностью данной конструкции является непосредственное и раздельное управление углом атаки левого и правого полукрыльев, осуществляемое при помощи штурвала катерного типа, отвечающего за поперечный канал управления и фиксируемой в определенном положении рукоятки управления подъемной силой, которая по логике своей работы близка рукоятке управления коллективным шагом вертолета и отвечает за продольный канал управления.This method of controlling an aircraft in a longitudinal channel is implemented, in particular, in “Plane”, the description of which is given in US patent No. 3415469 dated 12/10/1968. This patent describes the design of the Spratt flying boat, named after its inventor George Spratt. The most characteristic feature of this design is the direct and separate control of the angle of attack of the left and right half wings, carried out with the help of a boat-type helm, which is responsible for the transverse control channel and fixed in a certain position of the lifting force control handle, which, by its logic of operation, is close to the collective control handle of the helicopter and is responsible for the longitudinal control channel.
Достоинством цельноповоротных крыльев является возможность быстрого восстановления пилотом нормального обтекания крыла в случае срыва потока за счет уменьшения угла атаки, а также способность к автоматическому уменьшению или увеличению угла атаки при полете в условиях турбулентности, а недостатком - сложность постройки летательного аппарата на таком принципе управления в категории тяжелее ультралегкой, поскольку большие моменты инерции полукрыльев и значительные градиенты балансировочных усилий на органе управления в продольном канале сильно затрудняют управление полетом.The advantage of all-turning wings is the ability to quickly restore the pilot's normal flow around the wing in the event of a stall due to a decrease in the angle of attack, as well as the ability to automatically reduce or increase the angle of attack during flight under turbulence, and the disadvantage is the difficulty of constructing an aircraft based on this control principle in the category heavier than ultralight, since large moments of inertia of the wings and significant gradients of balancing efforts on the control in the longitudinal anal it very difficult to control the flight.
Кроме того, поскольку каждое из полукрыльев летающей лодки Spratt относительно фюзеляжа подвешено на поперечной оси, профиль крыла должен обладать свойствами самобалансирования по тангажу, а самобалансирующиеся профили, такие как использованный Джорджем Спраттом NACA 23112, концептуально обладают пониженным коэффициентом подъемной силы, что ограничивает топливную эффективность летательных аппаратов с управляемым цельноповоротным крылом.In addition, since each of the wings of a Spratt flying boat is suspended on the transverse axis relative to the fuselage, the wing profile must have self-balancing properties, and self-balancing profiles, such as those used by George Spratt NACA 23112, conceptually have a reduced lift coefficient, which limits the fuel efficiency of flying devices with controlled all-wing wing.
Известен также планер летательного аппарата, описание которого приводится в патенте РФ №2410286 от 27.01.2011, который по своему техническому решению наиболее близок к предложенному изобретению. Данный планер содержит по меньшей мере одно крыло и систему управления в продольном канале, включающую в себя орган управления, а также шарнирно установленные на планере опорный руль высоты и задающий руль высоты, при этом опорный руль высоты в полете ориентирован по направлению набегающего потока, орган управления установлен с возможностью изменения взаимного расположения опорного руля высоты и задающего руля высоты, а задающее звено выполнено в виде органа управления и установлено на планере летательного аппарата, а орган управления установлен на планере так, что его положение коррелирует с положением опорного руля высоты при нулевом моменте тангажа, действующем на планер летательного аппарата.A glider of the aircraft is also known, the description of which is given in the patent of the Russian Federation No. 2410286 dated 01/27/2011, which by its technical solution is closest to the proposed invention. This glider contains at least one wing and a control system in the longitudinal channel, which includes a control element, as well as a reference elevator and a reference elevator pivotally mounted on the glider, while the reference elevator in flight is oriented in the direction of the incoming flow, the control installed with the ability to change the relative position of the reference elevator and the elevator, and the master link is made in the form of a control body and installed on the glider of the aircraft, and the control mounted on the glider so that its position correlates with the position of the reference elevator at zero pitch moment acting on the glider of the aircraft.
Основным недостатком известного планера летательного аппарата является концептуально худшая продольная устойчивость аэродинамической схемы «утка», в данном варианте усугубляемая недостаточной структурной целостностью конструкции из-за расположения перед аэродинамическим фокусом флюгированных элементов. В результате частота и амплитуда колебаний элементов конструкции относительно друг друга зависит от скорости полета и при этом вышеупомянутые колебания могут непредсказуемым образом сочетаться с атмосферными возмущениями и управляющими воздействиями пилота, что может привести к потере управления в полете.The main disadvantage of the known glider of an aircraft is the conceptually worse longitudinal stability of the aerodynamic scheme "duck", in this embodiment, exacerbated by the lack of structural integrity of the structure due to the location in front of the aerodynamic focus of the feathery elements. As a result, the frequency and amplitude of vibrations of structural elements relative to each other depends on the flight speed, and the above-mentioned fluctuations can be unpredictably combined with atmospheric disturbances and control actions of the pilot, which can lead to loss of control in flight.
Известен также ограничитель предельных режимов полета (ОПР), входящий с состав системы управления истребителя Су-27, описание которой приводится в книге Андрея Фомина «Су-27. История истребителя», М., 2004, на стр. 285. Ограничитель предельных режимов полета содержит вычислитель, использующий сигналы датчиков угла атаки и вертикальной перегрузки, а также сервопривод с подпружиненным штоком, ограничивающим перемещение ручки управления «на себя» при выходе самолета на предельные углы атаки и величины перегрузок. ОПР позволяет пилоту сосредоточиться непосредственно на решении боевой задачи, не отвлекаясь на проблему выбора максимально допустимой величины отклонения органа управления в продольном канале при энергичном маневрировании.The limiter of the limiting flight regimes (OPR) is also known, which is part of the control system of the Su-27 fighter, a description of which is given in Andrei Fomin's book “Su-27. The history of the fighter ”, Moscow, 2004, p. 285. The limiter for flight limit conditions contains a computer that uses the signals of the angle of attack and vertical overload sensors, as well as a servo-drive with a spring-loaded rod, restricting the movement of the control handle“ to itself ”when the aircraft reaches the maximum angles of attack and magnitude of congestion. ODA allows the pilot to focus directly on solving a combat mission, without being distracted by the problem of choosing the maximum allowable deviation of the control in the longitudinal channel with vigorous maneuvering.
Недостатком ОПР является мнимое ощущение наличия запаса по несущей способности планера, возникающее у пилота имеющего опыт управления статически устойчивыми ЛА при скачкообразном увеличении усилия на ручке управления, что требует прохождения пилотом специальной программы подготовки.The disadvantage of ODA is the imaginary feeling of having a margin of glider bearing capacity, which arises for a pilot who has experience in controlling statically stable aircraft with an abrupt increase in effort on the control stick, which requires the pilot to go through a special training program.
Известен также «датчик угла атаки», описание которого приводится в патенте США №54388865 от 08.08.1995, данный датчик представляет собой флюгированную аэродинамическую поверхность (флюгер), шарнирно установленный на основании и снабженный считывающим устройством, а также пружинно-кулачковым механизмом возврата в исходное положение.Also known is the "angle of attack sensor", the description of which is given in US patent No. 54388865 dated 08/08/1995, this sensor is a feathering aerodynamic surface (weather vane), pivotally mounted on the base and equipped with a reading device, as well as a spring-cam return mechanism position.
Сигнал от датчика угла атаки может использоваться как системой управления самолета, так и выводится на стрелочный индикатор, установленный в поле зрения пилота. В последнее время, учитывая важность информации о текущем угле атаки для пилотов легких и сверхлегких самолетов, склонных к быстрой потере скорости при маневрировании и наборе высоты, конструкторы некоторых из них при компоновке приборной панели стали отдавать приоритет указателю угла атаки, устанавливая его над всеми другими приборами самолета. Подобное техническое решение, применено, в частности, на самолете-амфибии ICON А5, где оно является составной частью концепции «штопороустойчивого» самолета. Видеопрезентация данного технического решения размещена в сети Интернет по адресу https://www.youtube.com/watch?v=2wlvpJLcf-A&t=231s.The signal from the angle of attack sensor can be used both by the aircraft control system and is displayed on a dial indicator installed in the pilot's field of vision. Recently, given the importance of information on the current angle of attack for pilots of light and ultralight aircraft, prone to rapid speed loss when maneuvering and climbing, the designers of some of them, when arranging the dashboard, began to give priority to the angle of attack indicator, setting it over all other devices the plane. A similar technical solution was used, in particular, on the ICON A5 amphibious aircraft, where it is an integral part of the concept of a “cork-resistant” aircraft. A video presentation of this technical solution is available on the Internet at https://www.youtube.com/watch?v=2wlvpJLcf-A&t=231s.
Основным недостатком приборных указателей угла атаки является вероятность несвоевременного считывания его показаний пилотом, а также неверная или запоздалая интерпретация этих показаний, поскольку в процессе сваливания угол атаки нарастает нелинейно. Так, для легкомоторного самолета массой около 600 кг при приближении к скорости сваливания с постоянным темпом потери скорости в течение 10-15 секунд, продолжительность фазы активного приращения значения угла атаки составляет не более 2-3 секунд в горизонтальном полете и перегрузке около 1 G и менее двух секунд при наличии значительного угла крена и перегрузки 1,6-2 G, чего может не хватить для своевременного реагирования пилота на предупреждение.The main disadvantage of instrument indicators of the angle of attack is the likelihood of untimely reading of his testimony by the pilot, as well as an incorrect or belated interpretation of these indications, since the angle of attack increases nonlinearly during stall. So, for a light-weight aircraft weighing about 600 kg, when approaching the stall speed with a constant rate of speed loss for 10-15 seconds, the duration of the phase of the active increment of the angle of attack is no more than 2-3 seconds in horizontal flight and an overload of about 1 G or less two seconds in the presence of a significant roll angle and an overload of 1.6-2 G, which may not be enough for the pilot to respond to a warning in a timely manner.
При разработке предложенной конструкции планера летательного аппарата ставилась основная задача существенного снижения вероятности непреднамеренного вывода ЛА на закритические углы атаки, в том числе при выполнении перевернутого полета за счет изменения принципа работы системы управления в продольном канале.When developing the proposed design of the aircraft glider, the main task was to significantly reduce the likelihood of an unintentional output of aircraft at supercritical angles of attack, including when performing an inverted flight by changing the principle of operation of the control system in the longitudinal channel.
Второй задачей было предоставление пилоту информации о выходе на субкритические углы атаки в наиболее доступном и очевидном для него виде - через изменение величины шарнирного момента и руля высоты и нейтрального положения органа управления, используемого для управления в продольном канале.The second task was to provide the pilot with information about reaching subcritical angles of attack in the most accessible and obvious way for him - by changing the magnitude of the hinge moment and elevator and the neutral position of the control used to control in the longitudinal channel.
Третьей задачей был поиск возможности конструктивной реализации предложенного способа управления летательным аппаратом в продольном канале в легкой и сверхлегкой авиации с учетом свойственных ей весовых, конструктивных и экономических ограничений за счет возможности предложенного принципа управления в рамках чисто механического устройства.The third task was to search for the possibility of constructive implementation of the proposed method for controlling the aircraft in the longitudinal channel in light and ultralight aircraft, taking into account its weight, structural and economic limitations due to the possibility of the proposed control principle within a purely mechanical device.
Цель изобретения - повышение безопасности эксплуатации летательных аппаратов и упрощение процесса пилотирования.The purpose of the invention is to increase the safety of operation of aircraft and simplify the process of piloting.
Для достижения поставленной цели в известную конструкцию планера летательного аппарата, содержащую по меньшей мере одно крыло и систему управления в продольном канале, включающую в себя орган управления, а также шарнирно установленные на планере опорный руль высоты и задающий руль высоты, при этом опорный руль высоты в полете ориентирован по направлению набегающего потока, орган управления установлен с возможностью изменения взаимного расположения опорного руля высоты и задающего руля высоты, задающее звено выполнено в виде органа управления и установлено на планере летательного аппарата, а орган управления установлен на планере так, что его положение коррелирует с положением опорного руля высоты при нулевом моменте тангажа, действующем на планер летательного аппарата, были включены следующие конструктивные признаки: предложенный планер летательного аппарата содержит делитель и кинематические связи, орган управления, при этом опорный руль высоты и задающий руль высоты связаны между собой посредством кинематических связей, шарнирный момент опорного руля высоты при равной величине скоростного напора в два и более раза выше шарнирного момента задающего руля высоты, а конструктивное исполнение делителя обеспечивает отклонение в противофазе опорного и задающего рулей высоты при неподвижном органе управления и отклонение опорного и задающего рулей высоты в фазе при отклонении органа управления от нейтрального положения.To achieve this goal, in the known design of an aircraft glider, comprising at least one wing and a control system in the longitudinal channel, including a control element, as well as a support elevator and a reference elevator pivotally mounted on the glider, while the elevator support the flight is oriented in the direction of the incoming flow, the control is installed with the possibility of changing the relative position of the reference elevator and the reference elevator, the reference element is made in the form of an organ Aviation and installed on the glider of the aircraft, and the control is mounted on the glider so that its position correlates with the position of the reference elevator at zero pitch moment acting on the glider of the aircraft, the following design features were included: the proposed glider of the aircraft contains a divider and kinematic communication, control, while the reference elevator and the reference elevator are interconnected by kinematic connections, the hinge moment of the elevator p and equal to the value of the velocity head two or more times higher than the hinge moment of the driving elevator, and the design of the divider provides a deflection in antiphase of the reference and driving elevators with a stationary control and deviation of the reference and driving elevators in phase when the control deviates from the neutral position .
Кроме того, предложенный планер летательного аппарата содержит горизонтальное оперение, расположенное позади аэродинамического фокуса крыла, система управления в продольном канале содержит регулируемые упоры, установленные на планере с возможностью ограничения расхода органа управления, опорный руль высоты выполнен в виде штанги с аэродинамической поверхностью на свободном конце, шарнирно установленной в задней части планера, при этом аэродинамическая поверхность штанги расположена позади задающего руля высоты, задающий руль высоты шарнирно установлен на задней кромке горизонтального оперения и скомпенсирован по массе относительно собственной оси вращения, а система, состоящая из штанги с аэродинамической поверхностью, делителя и кинематических связей, скомпенсирована по массе относительно оси вращения штанги.In addition, the proposed glider of the aircraft contains a horizontal tail located behind the aerodynamic focus of the wing, the control system in the longitudinal channel contains adjustable stops mounted on the glider with the possibility of limiting the flow of the control body, the elevator is made in the form of a rod with an aerodynamic surface at the free end, pivotally mounted in the rear of the airframe, while the aerodynamic surface of the rod is located behind the driving elevator, the driving elevator You are pivotally mounted on the trailing edge of the horizontal tail and are mass-compensated with respect to its own axis of rotation, and the system, consisting of a rod with an aerodynamic surface, a divider and kinematic connections, is mass-compensated with respect to the axis of rotation of the rod.
Благодаря введенным конструктивным изменениям повышается безопасность полетов при обеспечении высокого уровня топливной эффективности и простоты процесса пилотирования летательного аппарата за счет резкого снижения вероятности непреднамеренного вывода летательного аппарата на закритические углы атаки и предоставления пилоту информации о текущем угле атаки в наиболее доступном и очевидном для него виде - через изменение нейтрального положения органа управления, используемого для управления в продольном канале.Thanks to the introduced design changes, flight safety is improved while ensuring a high level of fuel efficiency and simplicity of the piloting process due to a sharp decrease in the probability of an unintentional withdrawal of the aircraft at supercritical angles of attack and providing the pilot with information about the current angle of attack in the most accessible and obvious way for him - through changing the neutral position of the control used to control in the longitudinal channel.
Устройство согласно изобретению иллюстрируется чертежами, на которых обозначено:The device according to the invention is illustrated by drawings, on which is indicated:
на фиг. 1 - общий вид летательного аппарата;in FIG. 1 - general view of the aircraft;
на фиг. 2 - зависимость угла отклонения задающей аэродинамической поверхности от угла атаки при максимально возможном отклонении органа управления;in FIG. 2 - dependence of the deflection angle of the defining aerodynamic surface on the angle of attack at the maximum possible deviation of the control;
на фиг. 3 - кинематическая схема нейтрального положения системы управления при близком к оптимальному угле атаки;in FIG. 3 - kinematic diagram of the neutral position of the control system at close to optimal angle of attack;
на фиг. 4 - кинематическая схема системы управления в состоянии инверсии задающего руля высоты при недопустимо высоком угле атаки.in FIG. 4 is a kinematic diagram of a control system in a state of inversion of the driving elevator at an unacceptably high angle of attack.
Планер летательного аппарата согласно изобретению содержит несущее основание, выполненное в виде фюзеляжа (1), силовую установку (2), кабину пилота (3) с органом управления (4), крыло (5), стабилизатор (6) с рулем высоты (7), штангу (8) с аэродинамической поверхностью (9), делитель (10), регулируемые упоры (11), кинематические связи, включающие в себя тяги (12) и качалку (13), а на руле высоты (7) установлены весовые компенсаторы (14). При этом силовая установка (2), крыло (5), орган управления (4), стабилизатор (6), штанга (8) и делитель (10) установлены на фюзеляже (1), Орган управления (4) установлен с возможностью отклонений от среднего положения, при этом предельные величины отклонений ограничиваются регулируемыми упорами (11) и кинематически связан с делителем (10) при помощи тяги (12) и качалки (13), а штанга (8) и руль высоты (7) кинематически связаны с делителем при помощи тяг (12).The glider of an aircraft according to the invention comprises a carrier base made in the form of a fuselage (1), a power plant (2), a cockpit (3) with a control body (4), a wing (5), a stabilizer (6) with a height wheel (7) , a rod (8) with an aerodynamic surface (9), a divider (10), adjustable stops (11), kinematic links, including rods (12) and a rocking chair (13), and weight compensators are installed on the elevator (7) ( fourteen). In this case, the power plant (2), wing (5), governing body (4), stabilizer (6), rod (8) and divider (10) are installed on the fuselage (1), the governing body (4) is installed with the possibility of deviations from mid-position, while the limit values of deviations are limited by adjustable stops (11) and are kinematically connected to the divider (10) by means of a rod (12) and a rocker (13), and the rod (8) and elevator (7) are kinematically connected to the divider at help rods (12).
Планер летательного аппарата согласно изобретению работает следующим образом (работа устройства рассмотрена на примере самолета, как наиболее распространенного варианта летательного аппарата с фиксированным крылом).The glider of an aircraft according to the invention works as follows (the operation of the device is considered on the example of an aircraft as the most common version of an aircraft with a fixed wing).
При взлете после разбега до необходимой скорости пилот отклоняет орган управления (4) на себя. При этом управляющее усилие с органа управления (4) поступает на делитель (10) через тягу (12) и качалку (13), при этом делитель (10) поворачивается против часовой стрелки, вызывая сонаправленное отклонение штанги (8) и руля высоты (7) на кабрирование на углы, определяемые соотношением шарнирных моментов руля высоты (7) и штанги (8) и соотношением плеч делителя (10). Это вызывает подъем носовой части самолета и увеличение угла атаки, что в свою очередь приводит к увеличению отклонения штанги (8) на кабрирование, опусканию средней части делителя (10) и уменьшению отклонения на кабрирование руля высоты (7), то есть фактически к стабилизации ЛА на заданном пилотом значении угла атаки при неподвижном органе управления (4). После взлета для недопущения потери ускорения самолета, пилот постепенно отдает орган управления (4) от себя, компенсируя тенденцию самолета к увеличению угла наклона траектории с ростом скорости полета при сохранении взлетного угла атаки.When taking off after taking off to the required speed, the pilot deflects the control (4) towards itself. In this case, the control force from the control body (4) is transmitted to the divider (10) through the rod (12) and the rocker (13), while the divider (10) rotates counterclockwise, causing a co-directional deviation of the rod (8) and elevator (7) ) for cabling at angles determined by the ratio of the hinge moments of the elevator (7) and the rod (8) and the ratio of the arms of the divider (10). This causes the nose of the aircraft to rise and the angle of attack to increase, which in turn leads to an increase in the deflection of the rod (8) for cabling, lowering the middle part of the divider (10) and a decrease in the deflection for cabling of the elevator (7), i.e., in fact, to stabilize the aircraft at the angle of attack set by the pilot when the control is stationary (4). After takeoff, to prevent loss of acceleration of the aircraft, the pilot gradually gives control (4) away from himself, compensating for the tendency of the aircraft to increase the angle of inclination of the trajectory with increasing flight speed while maintaining the take-off angle of attack.
В горизонтальном полете и при штатном маневрировании пилотирование самолета согласно изобретению принципиально не отличается от классической системы управления, так как для изменения угла наклона траектории пилоту требуются точно такие же действия, как на стандартной системе управления. Положение элементов системы управления при полете на крейсерской скорости показано на фиг. 3.In horizontal flight and during regular maneuvering, piloting an airplane according to the invention does not fundamentally differ from the classical control system, since to change the angle of inclination of the trajectory the pilot requires exactly the same actions as on a standard control system. The position of the elements of the control system when flying at cruising speed is shown in FIG. 3.
Отличия в поведении самолета с предложенной системой управления от классической возникают, если пилот будет пытаться удерживать самолет в горизонтальном полете при недостатке мощности силовой установки (2). В этом случае пилот ощущает плавное, но с ускорением «сползание» органа управления (4) назад, так как возможная величина отклонения руля высоты (7) на кабрирование обратно пропорциональна степени отклонения штанги (8) вверх и, соответственно, степени опускания средней части делителя (10) вниз. По этой причине по мере роста угла атаки в процессе реакции ЛА на управляющий импульс шарнирный момент руля высоты начинает падать, создавая на органе управления (4) крайне информативный эффект «сваливания с ручки». В норме пилот, ощутив уход органа (4) управления на себя от нормального положения, тут же интуитивно отдает орган управления (4) от себя и несколько увеличивает мощность силовой установки (2) для восстановления нормального полета.Differences in the behavior of the aircraft with the proposed control system from the classical one arise if the pilot tries to keep the plane in horizontal flight with a lack of power of the power plant (2). In this case, the pilot feels a smooth, but accelerated “sliding” of the control (4) back, since the possible deviation of the elevator (7) to the cabling is inversely proportional to the degree of deviation of the rod (8) up and, accordingly, the degree of lowering of the middle part of the divider (10) down. For this reason, as the angle of attack increases during the reaction of the aircraft to the control impulse, the hinge moment of the elevator starts to fall, creating an extremely informative “stall” effect on the control (4). Normally, the pilot, sensing the departure of the control body (4) from itself to a normal position, immediately intuitively gives away the control body (4) from himself and slightly increases the power of the power plant (2) to restore normal flight.
Если же при потере скорости пилот не реагирует должным образом и орган управления (4) из-за роста угла атаки доходит до регулируемого упора (11), то дальнейший подъем заднего конца штанги (8) вызывает отклонение руля высоты (7) на пикирование от нейтрального положения, то есть делитель (10) в экстремальной ситуации автоматически инвертирует руль высоты (7), что исключает переход самолета в режим сваливания в рамках разумных ограничений по углам тангажа и минимальной допустимой скорости. Положение элементов системы управления при такой ситуации показано на фиг. 4, а на фиг. 2 изображен примерный график зависимости угла отклонения руля высоты (7) от угла атаки при полностью отклоненном до упора на себя органе управления (4), где линия а - это кривая угла отклонения руля высоты, а линия b - положение ручки управления (Случай, когда пилот вводит самолет в крутой набор высоты и сознательно убирает тягу, продолжая, тем не менее, тянуть орган управления (4) на себя в число штатных не входит). Далее самолет с удерживаемым в крайнем заднем положении органом управления (4) опускает нос и переходит в управляемое снижение на углах атаки, близких к максимально возможным по условию сохранения продольной устойчивости и поперечной управляемости.If, in case of loss of speed, the pilot does not respond properly and the governing body (4) reaches the adjustable stop (11) due to an increase in the angle of attack, then further raising the rear end of the rod (8) causes the elevator to deviate from the neutral one position, that is, the divider (10) in an extreme situation automatically inverts the elevator (7), which eliminates the transition of the aircraft to stall mode within reasonable limits on pitch angles and the minimum permissible speed. The position of the elements of the control system in this situation is shown in FIG. 4, and in FIG. Figure 2 shows an example graph of the dependence of the elevator angle (7) on the angle of attack with the control body completely deflected completely against the stop (4), where line a is the curve of the elevation angle and line b is the position of the control handle (Case when the pilot introduces the aircraft into a steep climb and deliberately removes the thrust, continuing, nevertheless, to pull the control element (4) towards himself is not included in the number of full-time ones). Next, the aircraft with the control (4) held in its extreme rearward position lowers its nose and passes into a controlled reduction at angles of attack close to the maximum possible under the condition of maintaining longitudinal stability and lateral controllability.
Важно отметить, что в режиме инверсии руля высоты (7) самолет может находиться как в режиме контролируемого сваливания, когда нормальное обтекание крыла (5) уже частично нарушено, так и в режиме планирования на большом угле атаки, что зависит от конструктивных особенностей конкретного самолета.It is important to note that in the elevator inversion mode (7) the aircraft can be both in the controlled stall mode, when the normal flow around the wing (5) is already partially violated, and in the planning mode at a large angle of attack, which depends on the design features of a particular aircraft.
Кроме того, описанная выше система управления может точно также страховать самолет от сваливания в перевернутом полете, при этом регулируемые упоры (11) можно настраивать на различные критические углы атаки в прямом и перевернутом полете.In addition, the control system described above can also insure the aircraft from stalling in an inverted flight, while the adjustable stops (11) can be adjusted to various critical angles of attack in a direct and inverted flight.
Важно то, что момент начала инверсии руля высоты (7) при превышении допустимого угла атаки не зависит от величины скоростного напора, так что описанное выше безопасное поведение самолета возможно не только при критической потере скорости, но также в случаях вывода из пикирования или излишне энергичного маневрирования в горизонтальной плоскости.It is important that the start of the elevator inversion (7) when the permissible angle of attack is exceeded does not depend on the value of the velocity head, so the safe behavior of the aircraft described above is possible not only in case of critical loss of speed, but also in cases of withdrawal from diving or overly energetic maneuvering in the horizontal plane.
На посадке пилот самолета с предложенной системой управления имеет преимущество из-за большей стабильности поведения машины вследствие полуавтоматического поддержания угла атаки. В целом расчет на посадку выполняется традиционно, но при необходимости появляется возможность выполнить снижение и выравнивание на скорости, несколько меньшей нормальной, отклонив орган управления (4) на себя и удерживая его в таком положении, не рискуя при этом превысить заданное значение угла атаки.On landing, the pilot of the aircraft with the proposed control system has an advantage due to the greater stability of the behavior of the machine due to the semi-automatic maintenance of the angle of attack. In general, the landing calculation is performed traditionally, but if necessary, it becomes possible to perform reduction and alignment at a speed slightly lower than normal, by rejecting the control (4) and keeping it in this position, without risking to exceed the set value of the angle of attack.
Таким образом, благодаря введенным конструктивным изменениям повышается безопасность полетов при обеспечении высокого уровня топливной эффективности и простоты процесса пилотирования летательного аппарата за счет резкого снижения вероятности непреднамеренного вывода летательного аппарата на закритические углы атаки и предоставления пилоту информации о текущем угле атаки в наиболее доступном и очевидном для него виде - через изменение нейтрального положения органа управления, используемого для управления в продольном канале.Thus, due to the introduced design changes, flight safety is improved while ensuring a high level of fuel efficiency and simplicity of the aircraft piloting process due to a sharp decrease in the probability of the aircraft being unintentionally brought to supercritical angles of attack and providing the pilot with information about the current angle of attack in the most accessible and obvious for him view - through a change in the neutral position of the control used to control in the longitudinal channel.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016130107A RU2646691C2 (en) | 2016-07-22 | 2016-07-22 | Framework |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016130107A RU2646691C2 (en) | 2016-07-22 | 2016-07-22 | Framework |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2016130107A RU2016130107A (en) | 2018-01-25 |
| RU2646691C2 true RU2646691C2 (en) | 2018-03-06 |
Family
ID=61024084
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016130107A RU2646691C2 (en) | 2016-07-22 | 2016-07-22 | Framework |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2646691C2 (en) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5100081A (en) * | 1986-10-08 | 1992-03-31 | Dieter Thomas | Aircraft control system |
| RU79193U1 (en) * | 2008-09-05 | 2008-12-20 | Федеральное Государственное Унитарное Приедприятие Научно-Исследовательский Институт Авиационного оборудования | SYSTEM OF AUTOMATIC ATTRACTION OF THE AIRPLANE WITH THE MAXIMUM ACCESSIBLE ANGLE OF ATTACK |
| RU2410286C2 (en) * | 2007-03-01 | 2011-01-27 | Николай Евгеньевич Староверов | Canard control (versions) |
| RU2490168C1 (en) * | 2011-12-16 | 2013-08-20 | Открытое акционерное общество "Таганрогский авиационный научно-технический комплекс им. Г.М. Бериева" (ОАО "ТАНТК им. Г.М. Бериева") | Semiautomatic system for prevention of aircraft pitch angle drift beyond operating range |
| RU2012126594A (en) * | 2012-06-26 | 2014-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | GENERAL PURPOSE AIRCRAFT HANDLE CONTROL SYSTEM |
-
2016
- 2016-07-22 RU RU2016130107A patent/RU2646691C2/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5100081A (en) * | 1986-10-08 | 1992-03-31 | Dieter Thomas | Aircraft control system |
| RU2410286C2 (en) * | 2007-03-01 | 2011-01-27 | Николай Евгеньевич Староверов | Canard control (versions) |
| RU79193U1 (en) * | 2008-09-05 | 2008-12-20 | Федеральное Государственное Унитарное Приедприятие Научно-Исследовательский Институт Авиационного оборудования | SYSTEM OF AUTOMATIC ATTRACTION OF THE AIRPLANE WITH THE MAXIMUM ACCESSIBLE ANGLE OF ATTACK |
| RU2490168C1 (en) * | 2011-12-16 | 2013-08-20 | Открытое акционерное общество "Таганрогский авиационный научно-технический комплекс им. Г.М. Бериева" (ОАО "ТАНТК им. Г.М. Бериева") | Semiautomatic system for prevention of aircraft pitch angle drift beyond operating range |
| RU2012126594A (en) * | 2012-06-26 | 2014-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | GENERAL PURPOSE AIRCRAFT HANDLE CONTROL SYSTEM |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2016130107A (en) | 2018-01-25 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2551830C2 (en) | Control over wing flaps and horizontal stabiliser of hybrid helicopter | |
| EP3676679A1 (en) | Decoupled hand controls for aircraft with vertical takeoff and landing and forward flight capabilities | |
| US3438597A (en) | Aircraft | |
| Anderson | Historical overview of V/STOL aircraft technology | |
| US10379544B2 (en) | Flight control system for a rotary wing aircraft | |
| EP2874873B1 (en) | Spin resistant aircraft configuration | |
| JP3201100U (en) | Multi-rotor variable pitch helicopter | |
| RU2646691C2 (en) | Framework | |
| US2293644A (en) | Tailless airplane | |
| Federal Aviation Administration et al. | Helicopter flying handbook | |
| Sadraey | Design of control surfaces | |
| Jex et al. | Flight control dynamics of the 1903 Wright Flyer | |
| RU2702941C1 (en) | Vertical takeoff and landing aircraft "flying motorcycle" | |
| US1895458A (en) | Aircraft | |
| RU2277496C1 (en) | Balance-type aircraft without horizontal tail and with tiltable wing | |
| US2089515A (en) | Automatic balancing of airplanes | |
| Malinge | A300B4 Loss of All Hydraulics. Baghdad: A Remarkable Example of Airmanship | |
| RU2646686C2 (en) | Wing with aerodynamic curtain | |
| RU2645522C1 (en) | Framework | |
| Thurber | With S211, APS covers high-altitude jet upsets | |
| Miller Jr et al. | Fixed-base simulation study of decoupled controls during approach and landing of a STOL transport airplane | |
| Yates | Control in Flight Under Asymmetric Power: The Aerodynamics of the Problem of Regaining and Maintaining Control after Engine Failure | |
| Hunter et al. | Flight Investigation to Increase the Safety of a Light Airplane | |
| DINCA et al. | CANARD UAV IMPROVEMENT USING VECTORED THRUST | |
| Whitten | OPERATIONAL ASPECTS OF V STOL AIRCRAFT |