Система управления концевыми поверхностями крыла летательного аппарата

СОЮЗ СОВЕТСКИХСОЦИАЛИСТИЧЕСКИХРЕСПУБЛИК 5)5 В 64 С 13 Е ЛЬСТ ГОСУДАРСТВЕННОЕ ПАТЕНТНОВЕДОМСТВО СССР(56) Михалев И,А, Системы автоматического управления самолетом, - М.: Машиностроение, 1971, с, 51.Виноградов Р,И., Мокрушин Л.В. Системы управления летательных аппаратов, - Рига, РВВАИУ им, Я,Алксниса, 1981, с, 77 - 78.(54) СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ КОНЦЕВЫМИ ПОВЕРХНОСТЯМИ КРЫЛА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА 1819802 А(57) Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для улучшения поперечной управляемости и повышения максимально возможной перегрузки самолета на больших углах атаки. Целью изобретения является повышение эффективности управления по крену на больших углах атаки. Для этого в систему вводят в каждый канал управления задатчик 10 постоянного сигнала, инверторы 11, 13, второй сумматор 9, поляризованное реле 7 с замыкающим контактом 8 и датчик 11 положения выходного звена сервопривода.1 ил,Предлагаемая система управления относится к авиационной технике и можетбыть использована для улучшения поперечной управляемости и повышения максимально возможной перегрузки самолета набольших углах атаки,Цель изобретения - повышение эффективности управления по крену на больших. углах атаки летательного аппарата,Поставленная цель достигается тем, чтов систему управления ЛА, содержащую датчик угла атаки, ручку управления и два канала управления, включающих каждый дат икположения ручки, первый сумматор и сервопривод концевой части крыла со штокоми датчиком обратной связи, согласно изобретению, дополнительно включены вкаждый канал управления эадатчик постоянного сигнала, связанный с его выходомчерез первый инвертор своим вторым входом второй сумматор, связанный с еготретьим входом своим выходом датчик углаатаки, одновременно электрически связгнный с выходом второго сумматора своимвходом поляризованное реле и через замыкающие контакты поляризованного релевторой инвертор, выход которого связан стретьим входом первого сумматора, приэтом с выходом сервопривода концевой части крыла со штоком кинематически связансвоим входом датчик положения выходногозвена сервопривода, выход которого электрически связан с первым входом второгосумматора,На чертеже представлена предлагаемаясистема управления ЛА,Система управления содержит ручку 1управления и два канала управления, каждый из которых содержит датчик 2 положения ручки управления, первый сумматор 3,сервопривод 4 со штоком, датчик 5,обратной связи, второй инвертор 6, поляризованное реле 7 с замыкающим контактом 8,второй сумматор 9, эадатчик 10 постоянногосигнала, датчик 11 положения выходногозвена сервопривода, датчик 12 угла этаки и: первый инвертор 13.Ручка управления 1 в каждом каналеуправления через датчик положения ручки2, первый сумматор 3 связана с входом серЬопривода 4, шток которого кинематическисвязан с входом датчика 5 обратной связи ис входом датчика 11 положения выходногозвена сервопривода. Выход датчика 5 обратной связи связан с вторым входом первого сумматора 3. Задатчик 10 постоянногосигнала через инвертор 13 связан с вторымвходом второго сумматора 9, датчик 12 углаатаки связан с третьим входом второго сумматора 9. Управляющая обмотка поляриэованного реле 7 связана с выходом второго сумматора 9 и с замыкающим контактом 8поляризованного реле 7, Выход сумматора 9 через инвертор б связан с третьим входом5 первого сумматора 3,Система работает следующим образом, При отклонении ручки 1 управления отнейтрального положения датчики 2 положения в каждом канале управления, вырабаты вают два равных, но противоположных познаку сигнала, которые пропорциональны величине отклонения ручки. Эти сигналы через первый сумматор 3 поступают на сервопривод 4 и вызывают отклонение 15 концевых поверхностей крыла в противоположные стороны на угол + д (аналогично элеронам дэ). На одной части крыла при этом будет прирост подьемной силы, на другой (противоположной) будет падение, что и приводит к созданию кренящего момента.Одновременно сигнал датчика 5 обратной связи, пропорциональный перемещению выходного звена сервопривода 4, поступает на второй вход первого сумматора 3 и вычитается из сигнала датчика 2 положения ручки. На втором сумматоре 9 складываются сигналы от датчика положения выходного звена сервопривода й дк 11, датчика 12 угла атаки самолета а 1 и задатчика 10 постоянного сигнала, соответствующий значению эффективного угла атаки концевой поверхности крыла со знаком "минус" - а эф после второго инвертора 13, Угол аэф соответствует максимальному углу атаки концевой поверхности крыла, при котором отсутствуют срывные явления. На выходе второго сумматора 9 получается сигнал, пропорциональный значению д, +а - аэф. Если на выходе второго сумматора 9 сигналО, это означает, что суммарный угол атаки концевой повеохности крыла, которая отклонена на,положительный угол+ д не превышает значение аэф; (дк + аа,ф), и срыва потока на концевой поверхности крыла нет. Указанный сигнал, поступая на управляющую -. обмотку поляризованного реле 7, обеспечи-вает разомкнутое состояние его контакта 8 и на третий вход первого сумматора 3 никакой сигнал не поступает. Концевая поверхность крыла, которая отклонена на отрицательный угол - д, тем более имеет суммарный угол этаки меньше арф, ( - д, + ааэф) и мы ее из дальнейшего рассмотрения работы опускаем, Критичной является концевая поверхность крыла, которая отклоняется на положительный угол + д Положительный сигнал на выходе второго сумматора 9 может сформироваться по трем причинам;1819802 5 10 15 20 дом датчика обратной связи, выход которого соединен с вторым входом первого сумматора, о т л и ч а ю щ а я с я тем, что, с целью повышения эффективности управления по кренуна больших углах атаки летательного аппарата, введены в каждый канал управления задатчик постоянного сигнала,два инвертора, датчик положения выходного звена сервопривода, поляризованное ре 30 ле с замыкающим контактом и второй сумматор, при этом в каждом канале управления вход датчика доложения выходного звена сервопривода кинематически связан со штоком сервопривода, а выход соединен инвертора, вход которого соединен с выходом задатчика постоянного сигнала, выход второго сумматора соединен с обмоткой управления поляризованного реле и через его замыкающий контакт подключен к входу второго инвертора, выход которого соединен с третьим входом первого сумматора, а 40 При угле атаки самолета аа эф угол атаки концевых поверхностей крыла (при нейтральном положении ручки) будет равен а эф. При даче ручки по крену отклонится только одна концевая поверхность на отрицательныйй угол - д (в положительную сторотретий вход второго сумматора соединен свыходом датчиком угла атаки. Составитель Л,ФилипповаТехред ММоргентал Корректор М Куль Редактор Л,Волкова Заказ 2002 Тираж Подписное ВНИИПИ Государственногокомитета по изобретениям и открытиям при ГКНТ СССР 113035, Москва, Ж, Раушская наб., 4/5 Производственно-издательский комбинат "Патент", г, Ужгород, ул.Гагарина, 101 1) при неподвижном положенииположительно отклоненной концевой части крыла+ д иувеличении угла атаки самолета + а;2) при неизменном угле атаки самолета + а и отклонени и концевой поверхности крыла на положительный угол атаки + д;3) при совместном изменении угла атаки и отклонении концевой поверхности на положительный угол.При этом одно из поляризованных реле 7 обеспечит замкнутое положение контакта 8 и на третий вход первого сумматора 3 через инвертор 6 поступит отрицательный сигнал, соответствующий превышению суммарного угла атаки концевой поверхности крыла над арф. Сервопривод 4 отработает превышение в обратную сторону, Таким образом предлагаемая система управления обеспечивает не превышение суммарного угла атаки концевой поверхности крыла (а+ д), отклоняемой на положительный уголд, над значением аэф, Как бы не старался летчик, как бы не двигался самолет, суммарный угол атаки концевой поверхности крыла (а+ д) не может превысить значение а эф, Это обеспечивает безсрывное обтекание управляющих концевых поверхностей крыла при любых углах атаки самолета, а значит и сохранение управляемости по крену на этих режимах,Особую актуальность это имеет на больших углах атаки, когда в результате срыва потока с концевых поверхностей крыла при обычной системе управления по крену элероны либо теряют эффективность, либо набл юдается ре ее рс элерон о в (обратная реакция по крену),ну отклонение концевой поверхности + д будет блокироваться работой системы управления), подъемная сила на этой части крыла упадет и возникнет момент крена нужного знака.Формула изобретения Система управления концевыми поверхностями крыла летательного аппарата, содержащая ручку управления, датчик угла атаки и деа канала управления, каждый из которых содержит датчик положения ручки управления, первый сумматор, датчик обратной связи и сервопривод со штоком, причем ручка управления механически связана с датчикам положения ручки управления в каждом канале управления, выход датчика положения ручки управления соединен с первым входом первого сумматора, выход которого соединен с входом сервопривода, шток которого кинематически связан с вхо 35 с первым входом второго сумматора, второй вход которого соединен с выходом первого