Способы и устройства для управления летательными аппаратами, не отнесенные к другим группам – B64C 19/00

Изобретение относится к области формирования подъемной силы в воздушной среде. Способ формирования подъемной силы для подъема и перемещения груза в воздушной среде включает расположение двух основных дисков на двух сторонах транспортного корпуса с возможностью вертикального разворота. Над каждым основным диском располагают спиралевидные последовательности ребер одной ориентации для формирования пониженного давления путем вращения дополнительного диска. Предусмотрено отверстие для расположения и фиксации на устройстве разворота привода для выполнения вращения дополнительного диска. На устройстве разворота соосно с основным диском закрепляют шайбу жесткости. На шайбе фиксируют зубчатую передачу, связанную с редуктором привода, и несколько пар ограничительных роликов. Между ограничительными роликами каждой пары располагают внутреннее П-образное ребро жесткости с зубчатой поверхностью колеса наземного перемещения. Зубчатую передачу связывают с зубчатой поверхностью П-образного ребра жесткости колеса наземного перемещения для его вращения. Изобретение направлено на минимизацию габаритных размеров. 9 ил.

Изобретение относится к транспортным средствам для перемещения в воздушной среде и по поверхности дороги. Способ формирования подъемной силы для подъема и перемещения груза в воздушной среде включает использование двух основных дисков на двух сторонах транспортного корпуса с возможностью вертикального разворота посредством разворотного механизма. Над основными дисками располагают спиралевидные последовательности ребер одной ориентации для формирования пониженного давления над их поверхностями путем их вращения посредством дополнительного диска от привода, который выполняют с зубчатой передачей. Разворотный механизм выполняют с линейным приводом и с двумя параллельными цилиндрическими направляющими, функционально связанными с втулками продольного перемещения, которые закрепляют на диаметрально противоположных сторонах ограничительной шайбы и соединяют с линейным приводом. На ограничительной шайбе фиксируют с возможностью вращения несколько пар ограничительных роликов. Между роликами каждой пары располагают внутреннее П-образное ребро жесткости с зубчатой поверхностью колеса наземного перемещения, которую связывают с зубчатой передачей привода. Изобретение обеспечивает минимизацию габаритных размеров. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области применения беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) и может быть использовано для систематического дистанционного контроля состояния нефте- и газопроводов, хранилищ, высоковольтных ЛЭП и других протяженных объектов. Способ автоматической посадки БПЛА включает измерение высоты полета H, горизонтальной дальности до расчетной точки касания D, отклонения от вертикальной плоскости, проходящей через ось взлетно-посадочной полосы Z, определении трех составляющих скорости и ускорения в расчетной точке касания, формирование опорной траектории снижения H₀(D,D₀) и Z₀(D,D₀ ) из точки начала снижения, находящейся на расстоянии D₀ от расчетной точки касания, определение отклонения БПЛА от опорной траектории снижения h=H-H₀(D,D₀) и Z=Z-Z₀(D,D₀), формирование управляющих сигналов по результатам измерений и подачу их на исполнительные механизмы рулей БПЛА. В каждой точке траектории задают контрольный створ траектории снижения БПЛА в виде круга, лежащего на плоскости, перпендикулярной линии опорной траектории, и с центром, лежащим на линии опорной траектории снижения. При выходе БПЛА за область контрольного створа формируют новую опорную траекторию снижения. Повышается надежность работы и безопасность полетов БПЛА. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления (САУ) турбовинтовыми силовыми установками (СУ) самолетов. Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно контролируют величину рассогласования между заданным и измеренным значениями угла установки лопастей воздушного винта (ВВ), если рассогласование превышает наперед заданную величину, определяемую расчетно-экспериментальным путем, корректируют темп изменения расхода топлива. Повышается надежность работы СУ и безопасность полетов самолета за счет обеспечения баланса между располагаемой мощностью свободной турбины и потребной мощностью, «снимаемой» ВВ с вала свободной турбины. 1 ил.

Предлагаемый способ относится к области авиации и может быть использован в приборном оборудовании летательного аппарата для упрощения восприятия и переработки приборной информации летчиком при выполнении захода на посадку, посадке и полете по маршруту, в ручном и автоматическом режимах управления. Для реализации предлагаемого способа используют измерители высоты, скорости, путевого угла, дальности до ВПП, бокового уклонения от оси ВПП, формирователи и индикаторы сигналов изображения ВПП и метки глиссадной дальности, бортовую РЛС, спутниковый GPS-навигатор и наземные уголковые радиолокационные отражатели. Повышается безопасность и точности выполнения процедуры захода на посадку и посадки летательного аппарата в условиях плохой видимости. 7 ил.

Изобретение относится к системам дистанционного управления самолетами. Система дистанционного управления содержит два соединительных шкафа (1), в каждом из которых установлены по два однотипных вычислителя (3), в которых реализуются: алгоритмы формирования требуемого положения всех аэродинамических поверхностей управления при ручном и автоматическом управлении, алгоритмы управления золотниковыми устройствами электрогидравлических приводов, алгоритмы автоматического управления, алгоритмы, формирующие предельные значения отдельных параметров полета. В соединительных шкафах (1) размещены блоки питания (4), выходы напряжений которых подключены к входам вычислителей (3) и усилителям мощности (5), входы которых подключены к выходам вычислителей (3), а выходы усилителей мощности через соединительный шкаф (1) и кабельную сеть (6) самолета к входам сервоприводов стабилизаторов (7), носков крыла (8), флапперонов (9), рулей направления (10), поворотных сопел двигателей (11). Достигается улучшение массово-габаритных характеристик путем сокращения количества вычислителей, совершенствования законов управления, реализации торможения в полете основными поверхностями управления (рулями направления и флапперонами). 3 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к легкомоторной авиации. Летательный аппарат включает каркас, силовую установку, гибкое крыло, проводку управления, штурвальную колонку, элементы управления летательным аппаратом. Проводка управления выполнена с образованием двух цепей управления, передаточные элементы которых состоят из двух гибких элементов (тросовая проводка управления) и жестких тяг управления. Жесткие тяги управления соединены между собой шарнирами и связывают шарнирно-закрепленную штурвальную колонку с килевой балкой гибкого крыла с возможностью изменения угла атаки крыла. Гибкие элементы одним концом диаметрально присоединены к боковой поверхности тела вращения штурвала (шкив штурвала), а другим концом каждый гибкий элемент присоединен к соответствующей поперечной балке гибкого крыла. Изменением длины гибких передаточных элементов воздействуют на систему поперечные балки - боковые балки, с помощью которых изменяют соотношение площадей полукрыльев относительно продольной оси. Одновременно увеличивают угол атаки крыла за счет воздействия на килевую балку жестким передаточным элементом. Заданное направление полета в горизонтальной плоскости обеспечивают в сторону меньшей площади полукрыла. Управляющее воздействие на жесткий передаточный элемент сочетают с одновременным управляющим воздействием на гибкие передаточные элементы. Достигается компактность конструкции, надежность пилотирования при разных режимах полета, высокая маневренность при пилотировании без хвостовой части с высокими аэродинамическими характеристиками, снижение физической нагрузки на пилота. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.

Группа изобретений относится к области авиации. Вариант каждого безаэродромного самолета состоит из фюзеляжа, турбовинтового двигателя, несущих плоскостей. Первый вариант снабжен установленными на боковых сторонах фюзеляжа несущими устройствами, состоящими из корневой части самолетного поперечного крыла с вентилятором двигателя перед передней кромкой на носовой части фюзеляжа и расположенных за ним несущими плоскостями, рядом несущих плоскостей на верхней или нижней стороне, расположенными по длине фюзеляжа. Второй вариант снабжен верхней и нижней парами консольных прямолинейных несущих плоскостей с промежутком между парами для газовоздушного потока из сопел двигателей. Турбовинтовентиляторный двигатель выполнен с профилированной конфузорными и диффузорными участками внутренней поверхностью обечайки винтовентилятора. Варианты крыла характеризуются наличием несущей части корневой поперечного крыла и несущими плоскостями фрагментных крыльев. Способы характеризуются использованием самолета и двигателя. Группа изобретений направлена на улучшение безопасности эксплуатации и снижение затрат. 7 н. и 6 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к бортовым системам автоматического управления беспилотными летательными аппаратами. В способе формируют сигнал логического управления отличным от нуля при превышении сигнала модульной функции над заданным опорным сигналом и при одинаковых по знаку сигналах рассогласования и интегральной компоненты, и равным нулю при сигнале модульной функции меньшей или равной заданному опорному сигналу. Формируют логически управляемый сигнал рассогласования равным сигналу рассогласования, при сигнале логического управления равным нулю. Сигнал интегральной компоненты формируют интегрированием логически управляемого сигнала рассогласования. Формируют выходной сигнал управления ограничением суммированного сигнала. Устройство формирования интегрального сигнала стабилизации планирующего движения содержит датчик угла (1), датчик угловой скорости (2), задатчик сигнала управления (3), элемент сравнения (4), суммирующий усилитель (5), сумматор (6), интегрирующий усилитель (7), первый ограничитель сигнала (8), задатчик опорного сигнала (9), логический блок сравнения (10), управляемый ключ (11), формирователь сигнала модульной функции (12) и второй ограничитель сигнала (13). Достигается расширение функциональных возможностей и повышение точности управления. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к способам автоматического управления полетом высокоманевренного летательного аппарата, в частности к способам управления продольным движением. Технический результат заключается в ограничении предельных значений угла атаки, угловой скорости и углового ускорения тангажа, а также в обеспечении требуемых характеристик управляемости во всем диапазоне изменения управляющего сигнала. Способ предусматривает использование астатического автомата продольного управления, формирование ограничения заданного значения нормальной перегрузки как минимального из значений, соответствующих максимальному углу атаки и максимальной угловой скорости тангажа, зависящих от высоты и скорости полета, формирование ограничения рассогласования между ограниченным заданным и текущим значениями нормальной перегрузки, зависящими от высоты и скорости полета, динамическое ограничение суммарного управляющего сигнала астатического автомата продольного управления и дополнительное суммирование его с демпфирующим сигналом угловой скорости тангажа. Способ позволяет обеспечить ограничение предельных значений угла атаки, угловой скорости и углового ускорения тангажа, а также требуемые характеристики управляемости во всем диапазоне изменения управляющего сигнала. 1 ил.

Изобретение относится к области систем автоматического управления минимально-фазовыми объектами, в частности систем управления самолетом по углу тангажа. Система содержит последовательно соединенные задатчик угла тангажа, первый сумматор, первый усилитель, второй сумматор, интегратор и датчик угла, датчик параметра, задатчик параметра, блок умножения и четвертый сумматор. Выход датчика угла соединен со вторым входом первого сумматора. Выход объекта управления через последовательно соединенные датчик угловой скорости, дифференциатор, второй усилитель и третий сумматор соединен со вторым входом второго сумматора. Выход датчика угловой скорости через третий усилитель подключен ко второму входу третьего сумматора. Выход интегратора через блок умножения соединен с третьим входом сумматора. Выход датчика параметра через четвертый сумматор подключен ко второму входу блока умножения. Выход задатчика параметра соединен со вторым входом четвертого сумматора. Достигается улучшение качества переходных процессов. 1 ил.

Изобретение относится к области архитектуры авионики. Модульная система авионики самолета содержит параллельные процессоры, несколько шкафов, расположенных в разных местах в самолете и объединенных в сеть. Шкафы содержат два основных процессорных модуля (СРМ1, СРМ2) и два модуля ввода-вывода (IOM1, IOM2). Модули ввода-вывода (IOM1, IOM2) служат интерфейсами для подлежащих управлению систем, для управления и промежуточного хранения данных, поступающих в шкаф или выдаваемых из него. Каждый основной процессорный модуль (СРМ1, СРМ2) имеет независимую связь с каждым IOM модулем и СРМ модулем и в каждом основном процессоре несколько независимых системных программ работают под управлением операционной системы. Система позволяет исключить монтажную шину, которая требуется в известных системах. Достигается повышение эффективности работы модульной системы и облегчается внесение изменений в приложения. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к способам подавления боковых колебаний с большими амплитудами и может быть использовано в системах управления маневренных самолетов с дифференциальным стабилизатором. Способ подавления боковых колебаний маневренного самолета на больших углах атаки включает измерение среднего угла отклонения дифференциального стабилизатора, угла скольжения, угла атаки, угловой скорости рыскания и угловой скорости крена самолета, формирование сигналов управления отклонениями рулей направления, элеронов и дифференциальным отклонением стабилизатора. Алгоритм управления дифференциальным отклонением стабилизатора формируют путем выбора значений передаточных коэффициентов по зависимостям изменения К _х( _ст), К _y( _ст) и К ( _ст) от среднего угла отклонения стабилизатора в диапазоне _ст=-30° +10°, настраивают на преобладающую эффективность стабилизатора по его среднему углу отклонения в следующем виде: _ст=K _x( _ст) _x+K _y( _ст) _y+K ( _ст) , где _ст - дифференциальное отклонение стабилизатора; К _х( _ст),К _у( _ст) и К ( _ст) - передаточные коэффициенты с аргументом, изменяющимся в полном диапазоне _ст; _х -угловая скорость крена; _у - угловая скорость рыскания; - угол скольжения. Достигается повышение устойчивости и управляемости маневренного самолета на больших углах атаки >30°, при любом среднем угле отклонения стабилизатора. 1 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к измерительным комплексам летательных аппаратов (ЛА) - самолетов и вертолетов. В состав предложенной системы, кроме базовой навигационной системы, обзорно-прицельных средств и блоков расчета и хранения параметров оперативных целей, входят также высокоточные корректирующие навигационные средства и блоки формирования измерений, сглаживающих фильтров, расчета корректирующих поправок, коррекции параметров оперативных целей и хранения уточненных параметров оперативных целей. Первичное определение координат оперативных целей осуществляется посредством обработки информации о положении ЛА, поступающей от базовой навигационной системы, и об относительных координатах цели, поступающей от обзорно-прицельных средств. Полученные грубые значения координат оперативных целей, а также точно измеренные значения их относительных координат и момент измерений запоминаются. При наступлении благоприятных условий для нормального функционирования высокоточных навигационных измерителей из состава блока корректирующих средств комплексной системы осуществляются формирование невязок между данными, получаемыми от этих измерителей и от базовой навигационной системы, а также последующая обработка этих невязок с целью определения величин погрешностей базовой системы, существовавших в момент измерения параметров оперативных целей. С использованием оценок указанных погрешностей и записанных параметров ЛА и цели формируются новые, более точные, значения координат целей. Изобретение обеспечивает эффективное автоматическое уточнение записанных координат обнаруженных оперативных целей, что повышает качество решения различных специальных задач боевого применения ЛА, использующих информацию об этих целях. 1 ил.

Изобретение относится к системам автоматического управления. Воздушное судно, способ и система управления полетом для воздушного судна принимают выбранное значение первого параметра, которым является либо воздушная скорость, либо инерциальная скорость воздушного судна. Первичный контур обратной связи вырабатывает первичный сигнал ошибки, который пропорционален разности между выбранным значением и измеренным значением первого параметра. Вторичный контур обратной связи вырабатывает вторичный сигнал ошибки, который пропорционален разности между выбранным значением первого параметра и измеренным значением второго параметра полета, которым является оставшийся параметр: либо воздушная скорость, либо инерциальная скорость. Первичный и вторичный сигналы ошибки суммируются для получения сигнала ошибки скорости, и этот сигнал ошибки скорости и интегрированное значение первичного сигнала ошибки суммируются для получения сигнала управления силовым приводом. Затем сигнал управления исполнительным органом используется для приведения в действие устройств воздушного судна для управления первым параметром, чтобы свести к минимуму первичный сигнал ошибки. Достигается сведение к минимуму нежелательных ускорений, воздействующих на пассажиров воздушного судна. 3 н. и 13 з.п. ф-лы, 24 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, конкретно к способам осуществления полета при создании сил на воздушных винтах, а именно с использованием изменения направления и величины силы, создаваемой воздушными винтами противоположного вращения. При полете на винтах оси устанавливают вдоль направления полета и при движении воздушного винта в потоке получают силу, перпендикулярную осям воздушных винтов. Увеличивают величину подъемной силы по мере увеличения скорости полета и угла оси воздушного винта по отношению к направлению набегающего потока. При достижении скорости полета, не меньшей 50 м/с, замедляют вращение и устанавливают относительную скорость винта в пределах: V_отн=V _оcи/U=1,2÷3, где V_oтн - относительная скорость винта; V_оси - скорость набегающего по оси винта невозмущенного потока; U - окружная скорость концов лопасти воздушного винта. Увеличивают углы общего шага по мере увеличения V_отн , с возможностью увеличения силы, перпендикулярной осям воздушных винтов, по мере уменьшения U, причем оси обоих воздушных винтов противоположного вращения устанавливают в одном направлении под углами к потоку в диапазоне: _оси=0°÷45°, с возможностью циклического изменения углов установки лопастей, с созданием максимальной разницы углов установки лопастей воздушного винта на первой половине оборота в секторе между 60° и 120° по отношению к углам установки на секторе между 240° и 300° во второй половине оборота на каждом винте в отчете по вращению, с возможностью обеспечения отсутствия срывов потока с лопастей и управления направлением и величиной силы, создаваемой воздушными винтами, в том числе для создания подъемной силы и силы тяги в полете, как на малых скоростях, так и со скоростями, значительно превосходящими скорости полета вертолета. Способ позволяет создать вектор силы воздушных винтов в заданном направлении для маневрирования с возможностью увеличения подъемной силы при торможении воздушными винтами. Достигается увеличение подъемной силы с возможностью отсутствия зон реверсирования и использованием углов атаки лопасти, близких к углам флюгирования на большей части оборота лопасти. 37 з.п. ф-лы, 37 ил.

Группа изобретений относится к области авиации. Способы создания подъемной силы, взлета, полета и посадки характеризуются разделением воздушного потока с возможностью получения противоположно направленных частей реактивной тяги при обдуве несущих плоскостей. Самолет содержит фюзеляж, силовую установку, средство отбора воздушного потока и предкромочный распределитель крыла для воздушного потока. Фюзеляж содержит систему магистралей подвода воздушного потока от компрессора ТРД к предкромочному распределителю крыла для воздушного потока. Крыло содержит предкромочный распределитель для воздушного потока. Крыло в другом варианте выполнено со щелями на верхней поверхности, которые соединены каналами со щелями воздухозаборника. Способ управления взлетом, полетом и посадкой самолета характеризуется использованием системы управления аэростатической подъемной силой. Система управления самолета содержит подсистему управления аэродинамической подъемной силой и подсистему управления аэростатической подъемной силой. Реверс тяги содержит систему управления створками и решетками, которые выполнены с возможностью разделения реактивной тяги на части. Способ работы реверса тяги характеризуется использованием системы управления створками и решетками. Система шасси содержит трехстоечное шасси с пневматиками низкого давления. Система газоразделения и газораспределения содержит магистрали, соединенные с ресивером воздухозаборника, компрессора для обтекания крыла. Изобретения направлены на уменьшение зависимости полета от погодных условий. 17 н. и 26 з.п. ф-лы, 27 ил.

Изобретение относится к авиационным системам, использующим дистанционно пилотируемые летательные аппараты (ДПЛА) для применения в таких целях, как оперативно-тактическая разведка, воздушное картографирование, мониторинг нефтепроводов и газопроводов, линий электропередач. Авиационная система зондирования земли включает в себя радиоканал телеуправления с применением шумоподобных сигналов, выполнение системы пространственной ориентации и определения текущих координат объекта при помощи сопряженных инерциальной и спутниковой навигационных систем. При этом сигналы спутниковой навигационной системы принимаются на расположенные в одной плоскости три малогабаритные антенны спутниковой навигационной системы, разнесенные в пространстве относительно друг друга на 120°, а для удобства управления оператор ориентируется по системе обработки и отображения радиотелеметрии, которая представляет собой понятную и удобную систему вывода цифровой и графической информации на экран персонального компьютера. Технический результат - обеспечение помехоустойчивого, скрытного канала радиоуправления ДПЛА, определение пространственной ориентации (углов крена, тангажа, курса) объекта по сигналам спутниковых навигационных систем ГЛОНАССGPS для управления в ручном режиме вне зоны видимости. 4 ил.

Изобретение относится к области систем управления летательными аппаратами и может быть использовано в системе управления полетом гиперзвукового летательного аппарата при движении его в плотных слоях атмосферы. Устройство содержит теплозащитный корпус летательного аппарата, блок измерительных элементов инерционной системы стабилизации, блок задания траектории полета летательного аппарата, бортовой вычислительный комплекс с блоками ввода-вывода, блок m исполнительных элементов изменения аэродинамических свойств летательного аппарата и блок n (n m) датчиков абляции материала. Чувствительные элементы датчиков абляции размещены внутри абляционного материала теплозащитного корпуса летательного аппарата. Устройство обеспечивает уменьшение стартовой массы абляционного материала и улучшение аэродинамических свойств летательного аппарата. 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной и космической техники. Преимущественная область использования - маневрирующие гиперзвуковые летательные аппараты длительного атмосферного планирования. Предложенный способ управления полетом гиперзвукового летательного аппарата основан на полетной информации о температуре поверхности. При движении аппарата в плотных слоях атмосферы нагревается поверхность теплозащитного покрытия и информация, поступающая от температурных датчиков, в блоке цифровой вычислительной машины сравнивается с информацией из блока задания траектории. По результатам сравнения выдается команда на исполнительные устройства для изменения траектории. Способ обеспечивает повышение маневренности летательного аппарата, повышение точности приземления, а также снижение массы теплозащиты летательного аппарата за счет коррекции траектории по менее напряженным тепловым участкам. 1 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. В состав устройства входит блок информационных датчиков угловых скоростей рыскания, крена и тангажа, а также датчиков вертикальной перегрузки, углов атаки, крена, тангажа и скоростного напора. Кроме того, имеются анализатор режимов полета, блок логики, приводы руля направления, элеронов и руля высоты и блок демпфирования самолета, обеспечивающий остановку вращения самолета во всем диапазоне углов атаки. Блок логики содержит задатчики пороговых значений угла тангажа, вертикальной перегрузки и скоростного напора, ограничители сигналов по углу тангажа и рассогласования по тангажу для канала руля высоты, ограничитель сигналов крена для канала элеронов, ограничитель сигналов по каналу руля направления, устройство сравнения типа "да-нет" заданного и текущего значений скоростного напора, два переключателя без самовозврата типа "да-нет", четыре переключателя без самовозврата типа "или-или" и пять суммирующих усилителей. Предложенное устройство характеризуется повышенной надежностью и устойчивостью работы во всех режимах полета и обеспечивает улучшение управляемости на всех углах атаки. 5 ил.

Изобретение относится к бортовым комплексам управления летательных аппаратов, главным образом скоростных самонаводящихся реактивных снарядов. Предлагаемый способ включает плановое или планово-перспективное визирование ориентиров подстилающей поверхности головкой самонаведения, в матричном приемнике которой столбцы располагают вдоль связанной продольной оси летательного аппарата, а строки поперек данной оси. Модуль и знак изменения угла крена определяют по направлению прямого или обратного последовательного по номерам столбцов перемещения изображения ориентира, фиксируемого приемником в последовательные моменты времени тактового интервала. При этом используют данные об угле обзора матричного приемника и количестве его столбцов. По этой информации и длине тактового интервала могут быть определены также угловые скорость и ускорение крена летательного аппарата или его части. Технический результат изобретения состоит в упрощении состава бортового комплекса управления, из которого могут быть исключены специализированные аппаратурные блоки, что позволит улучшить показатель «эффективность-стоимость» для рассматриваемого класса летательных аппаратов. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам пилотирования вертолета. Способ выполнения форсированного маневра вертолета включает ввод вертолета в вираж путем одновременного отклонения в сторону разворота педали и ручки управления циклическим шагом с отклонением ручки «На себя» и увеличения общего шага несущего винта посредством отклонения «Вверх» ручки объединенного управления «Шаг-Газ», с которым увеличивают частоту вращения несущего винта за счет форсирования работы двигателей посредством отклонения переключателя «Обороты». Частоту вращения несущего винта увеличивают обратно пропорционально уменьшению радиуса разворота вертолета. Вывод вертолета из виража осуществляют путем уменьшения частоты вращения несущего винта посредством отклонения переключателя «Обороты» в сторону «Меньше» до исходного значения с последующим возвратом педалей и ручки управления циклическим шагом «От себя» с уменьшением общего шага несущего винта до исходного значения посредством отклонения «Вниз» ручки объединенного управления «Шаг-Газ» или сохранением последнего для полета по курсу. Техническим результатом заявленного изобретения является повышение маневренности вертолета за счет уменьшения радиуса разворота и величины забросов при выполнении виражей. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Устройство для планирования, торможения и посадки объектов содержит основные и по меньшей мере одну дополнительную надувные оболочки, каждая из которых имеет устройство для регулируемого газообразования, контейнер со средствами для закрепления на спасаемом объекте, парашют или систему парашютов, систему управления давлением внутри основных надувных оболочек. При этом парашют или система парашютов связаны с основными надувными оболочками, которые расположены по периметру полотнища парашюта и связаны с ним гибкой связью или являются частью полотнища. Технический результат - повышение надежности и точности посадки. 9 з.п.ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к авиации и касается технологии набора высоты вертолетом. Способ набора вертолетом высоты заключается в управлении аэродинамической подъемной силой несущего винта по мере набора высоты посредством одновременного увеличения крутящего момента и общего шага несущего винта до максимального значения и регулирования угла наклона лопастей рулевого винта, предназначенного для противодействия реактивному моменту несущего винта. С уменьшением плотности воздуха окружающей среды по мере набора высоты изменяют режим работы несущего винта вертолета. В случае уменьшения этой плотности ниже определенного порога при наборе высоты с максимальным шагом несущего винта последнему увеличивают частоту вращения путем форсирования работы двигателей. С возрастанием вибраций фюзеляжа, вызываемых срывом потока воздуха, по крайней мере, с одной из вращающихся лопастей, несущему винту уменьшают общий шаг до восстановления спектра исходного уровня вибраций фюзеляжа. Целесообразно частоту вращения несущего винта увеличивать обратно пропорционально изменению запороговой плотности воздушной среды. Технический результат реализации изобретения заключается в увеличении высоты полета вертолета в условиях с более низкой плотностью воздушной среды. 1 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к области авиации, а именно к самолето- и вертолетостроению. Способ создания аэродинамической силы заключается в создании подъемной силы двумя вращающимися дисками с приводом от электромагнитных катушек, расположенных по периметру дисков. Устройство для создания аэродинамической подъемной силы состоит из двух вращающихся дисков с лопастями, закрепленных на одной оси с возможностью вращения относительно друг друга. По периметру дисков расположены электромагнитные катушки. Катушки одного диска соединены с источником тока с чередованием магнитных полюсов, образуя статор электродвигателя, а электромагнитные катушки другого диска соединены с источником тока через коллектор с возможностью смены магнитных полюсов при вращении диска, образуя ротор электродвигателя. Технический результат - создание экологически чистого летательного аппарата с большими ресурсом, надежностью, грузоподъемностью и с вертикальным взлетом. 2 н. п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиации и может быть использовано в приборном оборудовании летательного аппарата для упрощения восприятия и переработки информации. Способ управления самолетом и система индикации при выполнения полета по заданной траектории включает измерение и индикацию параметров полета: высоты, скорости, путевого угла, дальности до взлетно-посадочной полосы (ВПП), бокового уклонения от оси ВПП, а также формирование и индикацию сигналов изображения ВПП и метки глиссадной дальности. Боковое уклонение от оси ВПП формируют и индицируют с обратным знаком в виде метки обратного бокового уклонения, в процессе выхода на линию заданного пути удерживают метку обратного бокового уклонения между изображениями ВПП и вектора скорости, а при полете по линии заданного пути удерживают метку вектора скорости на метке обратного бокового уклонения. На экране индицируют также тангажно-глиссадную метку, индицирующую отклонение от глиссады по высоте или по дальности с обратным знаком, при подходе к глиссаде снижения удерживают тангажно-глиссадную метку между вектором скорости и меткой глиссадной дальности, а при снижении по глиссаде удерживают метку вектора скорости самолета на тангажно-глиссадной метке. Индикация на пилотажном индикаторе отклонений от курса и глиссады относительно шкал курса и тангажа с обратным знаком позволяет совместить на одной планке функцию планки положения и директорной планки, обойтись без изображения осевой линии ВПП, не требует точного обнуления каких-либо сигналов при больших отклонениях от заданной траектории. 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Технический результат заключается в повышении оперативности, точности и безошибочности управления за счет перехода от двумерного курсорного управления к одномерному в ситуациях отказов элементов бортового оборудования. Предлагаемый способ заключается в том, что индексы отказавших элементов в мнемокадрах индикации самолетных систем дублируют символами отказавших элементов на периферии кадра в дополнительном кадре - «зоне управления», управление курсором осуществляют только внутри зоны управления, где символы отказавших элементов расположены по прямой линии, наложение курсора на символ отказавшего элемента бортового оборудования осуществляют на каждый отказавший элемент, индицируемый в зоне управления с автоматическим центрированием курсора относительно символа отказавшего элемента при попадании курсора в окрестность символа. 1 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в системах управления беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) с координатором цели и пассивным самонаведением. Согласно предлагаемому способу, выбирают точку слежения (ТС) внутри контура цели и измеряют параметры движения БПЛА относительно этой точки. В автономном полете БПЛА обеспечивают его избирательное наведение, задавая вокруг первоначально выбранной ТС ограниченную зону слежения с определенным множеством пороговых значений и соответствующих им интервалов времени. При выходе ТС за эти пороги восстанавливают ее положение принудительными коррекциями. Если после некоторого числа таких коррекций слежение в указанной зоне неустойчиво, то возвращаются от избирательного наведения к наведению в контур цели, проводя некоторое число повторных коррекций ТС. Если слежение вновь неустойчиво, то фиксируют факт потери цели, не допуская выход ТС за контур цели. При этом заменяют самонаведение принудительным движением БПЛА в направлении условной ТС по прямолинейной траектории, фиксируя ось координатора цели в направлении на первоначально выбранную ТС. В это время производят попытки захвата новой ТС внутри контура цели. В случае успеха обеспечивают самонаведение БПЛА в новую ТС. При неустойчивом слежении фиксируют факт отсутствия захвата цели и принудительно восстанавливают фиксированное положение оси координатора цели. По мере уменьшения дальности до цели в каждой последующей попытке захвата сохраняют примерное постоянство линейного отклонения ТС внутри контура цели. Предлагается соответствующая приборная реализация способа. Технический результат изобретения состоит в повышении эффективности БПЛА путем его избирательного наведения в точки контура цели, а также сохранения, при потери цели, управляемости БПЛА и недопущения выхода ТС за контур цели. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Комплекс содержит рабочее место летчика в кабине экипажа вертолета с пультом управления вертолетом и телевизионным индикатором вертолета. Имеется блок формирования команд управления, соединенный с пультом управления вертолетом и датчиками блока автопилота. Телевизионная камера вертолета связана с блоком анализа телевизионного сигнала, который подключен к пульту управления вертолетом, телевизионному индикатору вертолета и блоку формирования команд управления. В комплекс дополнительно введено автоматизированное рабочее место оператора дистанционно пилотируемого летательного аппарата (ДПЛА) с пультом управления ДПЛА и телевизионным индикатором ДПЛА, которые в диалоговом режиме связаны с блоком формирования команд управления. Предусмотренный блок передачи/приема данных вертолета сопряжен через радиоканал с блоком передачи/приема данных ДПЛА, соединенным с блоком траекторного управления ДПЛА. Телевизионная камера ДПЛА установлена с возможностью поступления с нее сигналов на блок передачи/приема данных ДПЛА и далее по радиоканалу - на блок передачи/приема данных вертолета и на наземный блок передачи/приема данных. Последний связан через блок локальной компьютерной сети и/или спутниковой системы связи с наземным командным пунктом управления, обеспечивающим принятие решений. Изобретение позволяет повысить точность управления ДПЛА. 1 ил.