Индикаторные и защитные устройства летательных аппаратов, не отнесенные к другим рубрикам – B64D 45/00

Изобретение относится к бортовому авиационному оборудованию. Согласно изобретению в штатный самолетный электромеханический барометрический высотомер введены: компьютер вычисления коррекции, узлы отработки и световой сигнализации, а также электронный узел ввода коррекции. Последний соединен с компьютером и состоит из задатчиков атмосферного давления аэродрома «Р а» и высоты эшелона перехода «Н э». Компьютер обрабатывает данные о заложенных в его память операционных и вычисляемых высотах, а также о вводимой пилотом текущей высоте полета. Компьютер вычисляет и вводит величину коррекции как на взлете, так и при заходе на посадку. При этом пилот вводит величины «Р а» и «Н э» в барометрический высотомер заблаговременно, например за 30-40 мин до взлета или посадки. После этого устройство работает автоматически, указывая пилоту (бортовым потребителям) высоту полета, приведенную либо к «Р а», либо к стандартному атмосферному давлению. Выходная информация дублируется световой сигнализацией. Технический результат изобретения состоит в повышении безопасности полетов. 3 ил.

Изобретение относится к области техники контроля авиационного двигателя, в частности к идентификации отказов и к обнаружению неисправных компонентов в авиационном двигателе. Технический результат заключается в сокращении времени, необходимого для идентификации отказов в авиационном двигателе за счет обеспечения интерпретации векторов аномалий и базисных векторов, которые соответствуют характеристикам, представленным в физической системе координат. Технический результат достигается за счет средства для определения набора нормализованных индикаторов, представляющих работу упомянутого авиационного двигателя, средства для построения вектора аномалий, представляющего поведение упомянутого двигателя в качестве функции упомянутого набора нормализованных индикаторов, средства для выбора, в случае аномалии, выявляемой упомянутым вектором аномалий, подмножества базисных векторов, имеющих направления, принадлежащие к определенной окрестности направления упомянутого вектора аномалий, упомянутое подмножество базисных векторов выбирается из набора базисных векторов, ассоциативно связанных с отказами упомянутого авиационного двигателя, и определенных с использованием критериев, установленных экспертами, и средства для идентификации отказов, ассоциативно связанных с упомянутым подмножеством базисных векторов. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к комплексной системе управления траекторией летательного аппарата при заходе на посадку. Система включает инерциальную навигационную систему, систему воздушных сигналов, индикатор посадочных сигналов (ИПС), блок комплексной обработки информации (КОИ), спутниковую навигационную систему, блок памяти, блок определения параметров взлетно-посадочной полосы (ВПП), блок определения местоположения виртуального курсо-глиссадного радиомаяка (ВКГРМ), блок определения пеленга и дальности ВКГРМ, первый и второй сумматоры, блок определения угла места ВКГРМ. Технический результат заключается в повышении надежности и безопасности совершения посадки летательного аппарата. 7 ил.

Изобретение относится к комплексным автоматизированным системам управления посадкой летательных аппаратов и может быть использовано для осуществления безопасной посадки самолета или вертолета в условиях плохой видимости. Комплексная система содержит бортовую аппаратуру летательного аппарата и внешнюю навигационную подсистему. Бортовая аппаратура включает в себя процессорный блок для вычисления навигационных координат летательного аппарата, генератор электронной карты местности и многофункциональный дисплей с функциями двумерного и трехмерного отображения, оптоэлектронный модуль ортостереоскопического отображения. Оптоэлектронный модуль ортостереоскопического отображения содержит блок обработки бинокулярного изображения и бинокулярную видеокамеру с спектральной чувствительностью в ближнем и/или дальнем инфракрасном диапазоне. Вход бинокулярной видеокамеры оптически сопряжен с зоной взлетно-посадочной полосы либо площадки. Выход бинокулярной видеокамеры соединен с входом блока обработки бинокулярного изображения, выход которого подключен к второму входу многофункционального дисплея. Технический результат заключается в улучшении точности ориентации пилота в внекабинной визуальной обстановке. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам управления полетом летательных аппаратов. Устройство (5) содействия пилотированию содержит вычислительный блок (10) и блок (20) визуального отображения. Вычислительный блок (10) исполняет записанные в памяти команды для определения, по меньшей мере, одного запаса тяги ( Р) воздушного винта между текущей тягой, создаваемой этим воздушным винтом, и пороговой тягой, соответствующей пределу отрицательной мощности (Pmin), и для определения главного минимального общего угла наклона траектории относительно земли, которому может следовать снижающийся летательный аппарат в зависимости от указанного запаса тяги ( Р). Вычислительный блок выводит на блок (20) визуального отображения главный символ (25) минимального общего угла наклона траектории относительно земли, которому может следовать снижающийся летательный аппарат (1), причем этот главный символ (25) появляется в виде наложения на изображение (21) окружения, находящегося спереди летательного аппарата (1), что обеспечивает безопасное снижение винтокрылого летательного аппарата. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиационного приборного оборудования. Способ формирования командного индекса для управления тягой двигателя самолёта включает в себя измерение текущей координаты и параметров движения самолета, введение этих параметров в вычислительное устройство, определение опорного значения полной энергии и удельной полной энергии, определение текущего значения полной и удельной полной энергии, сравнение величины опорной и текущей удельных энергий, определение и визуализацию ошибки управления полной энергией путем формирования подвижного директорного индекса на экране командного пилотажного прибора. Устройство формирования командного индекса для управления тягой двигателя самолета содержит блок 1 связи с бортовым измерительным оборудованием, блок 2 вычисления координат V и h опорного профиля полета, блок 3 вычисления опорного значения полной энергии движения, блок 4 вычисления опорного значения энергетической высоты, блок 5 вычисления текущего значения полной энергии движения, блок 6 вычисления текущего значения энергетической высоты, блок 7 вычисления ошибки управления энергетической высотой, выходной сигнал которого подается на командный прибор для отображения в поле зрения пилота дополнительного директорного индекса управления тягой двигателя. Повышается надёжность управления и безопасность полётов. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к оборудованию аэродромов, в частности к средствам обеспечения посадки летательных аппаратов в ограниченной видимости. Взлетно-посадочная полоса (ВПП) состоит из искусственного покрытия (1), вогнутого к середине участка с перепадом высот более 10 м, радио- и осветительного оборудования, двух имитаторов подвижных радиолокационных целей (3-1, 3-2). Имитаторы установлены за пределами искусственного покрытия на продолжении оси ВПП в начале и в конце ВПП на расстоянии 1, которое выбирают экспериментально ниже линии посадки летательного аппарата настолько, чтобы возникающая турбулентность воздуха не разрушала имитатор подвижной радиолокационной цели. Изобретение обеспечивает безопасную посадку летательного аппарата в условиях ограниченной видимости. 2 ил.

Изобретение относится к области средств безопасности, например при авиационных пассажирских и грузопассажирских рейсах, а также в кинотеатрах, зрительных залах, на выставочных комплексах, где имеет место большое скопление материальных и людских ресурсов. Cистема предотвращения захвата террористами объектов, например самолетов, содержит систему управления полетом и черный ящик, по меньшей мере одну видеокамеру, установленную на единице дистанционно-управляемого стрелкового оружия, с приводами, соединенными с дисплеем и пультом управления стрельбой. К системе подключена по меньшей мере одна видеокамера общего обзора, а каждая единица стрелкового оружия оборудована лазерным целеуказателем и трансфокатором. Каждая единица стрелкового оружия дополнительно снабжена нейтрализующим зарядом или устройством, при этом боевой заряд заменяют на нейтрализующий, преобразуя аппарат из боевого средства в специальное нейтрализующее. Повышается эффективность захвата террористов живыми для производства дальнейшего расследования и выявления преступных группировок. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиастроения. Многофункциональный самолет содержит фюзеляж (1), консоли крыла (2), консоли цельноповоротного вертикального оперения (3), консоли цельноповоротного горизонтального оперения (4), фонарь кабины (5), горизонтальные кромки воздухозаборников двигателей (6), мелкоячеистые сетки, экранирующие устройства забора и выброса воздуха (7), боковые наклонные кромки воздухозаборников двигателей (8), устройство (9) уменьшения эффективной поверхности рассеяния (ЭПР) силовой установки и створки (10) отсека штанги дозаправки топливом в полете. Оптические датчики выполнены с возможностью поворота в неработающем состоянии тыльной стороной, с нанесенным на нее радиопоглощающем покрытием, в направлении облучающих РЛС. Антенные отсеки закрыты экранирующими диафрагмами. Плоскости антенн отклонены от вертикальной плоскости. В качестве антенн использованы конструкции агрегатов планера. Антенно-фидерная система выполнена на основе малоотражающих антенн в РЛ-диапазоне длин волн. Изобретение направлено на снижение величины РЛ-заметности. 5 ил.

Летательный аппарат содержит композитный конструктивный элемент и группу небольших легких устройств связи, приспособленных для их опроса и предназначенных для регистрации удара молнии в зоне покрытия участка конструктивного элемента. Каждое устройство становится неработоспособным, если вблизи него проходит ток молнии. 2 н. и 13 з. п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к крепежной опоре для установки устройства наблюдения на шасси летательного аппарата (ЛА) и касается устройства блокировки колеса. Крепежная опора (1) для временной установки прибора (13) на колесо (8) ЛА или транспортного средства содержит два опорных элемента (2), соединенных между собой осью (4). Элементы (2) предназначены для опоры на землю и на шину колеса (8) и расположены вдоль оси, параллельной оси колеса. Опора также содержит средства (7, 9) перемещения, позволяющие устанавливать элементы (2) в неактивное положение и в положение блокировки. Средства перемещения содержат рычаг (7), один конец которого соединен с концом U-образного элемента (9). Оба плеча (902) U-образного элемента установлены с возможностью поворота на концах одного из двух опорных элементов (2). На рычаге (7) при помощи площадки (6) установлено устройство (13) наблюдения. При этом опору (1) устанавливают на колесе таким образом, чтобы устройство (13) было смещено относительно стойки (18) шасси. Устройство (13) содержит набор инфракрасных детекторов, набор датчиков изображений, средства приема и передачи информации, запоминающее устройство и вычислительное устройство. Достигается надежное и безопасное крепление устройства наблюдения снаружи самолета, не затрагивающее целостности самолета, без создания аэродинамических возмущений. 3 н. и 10 з.п. ф-лы, 6 ил.

Группа изобретений относится к интегрированным комплексам бортового оборудования вертолета, в частности к системе визуализации полета и когнитивному пилотажному индикатору. Техническим результатом является повышение эффективности системы визуализации пилотажных параметров полета и закабинного пространства за счет применения когнитивных технологий. На когнитивном пилотажном индикаторе дополнительно отображены параметры динамики движения, параметры органов управления и динамики их перемещения, метеорологические параметры на всех режима полета, а также максимально допустимая взлетно-посадочная масса, предварительная и/или окончательная оценка продольных и поперечных углов наклона взлетно-посадочной площадки и характера препятствий на ней, а также визуальная аварийно-предупреждающая сигнальная информация по вышеперечисленным параметрам, при этом однооконный формат представления пилотажной информации отображает цифровые счетчики-сигнализаторы, неподвижные/подвижные индексы, всплывающие индексы, всплывающие текстовые сообщения, изменяющие свой цвет и цвет фона в зависимости от величины текущего значения контролируемого параметра и от алгоритмов работы улучшенной бортовой системы аварийно-предупреждающей сигнальной информации. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 6 ил., 5 табл.

Изобретение предназначено для применения в области авиационного приборостроения, в частности в пилотажно-навигационном оборудовании летательных аппаратов (ЛА). Технический результат - повышение надежности и безопасности совершения посадки ЛА, увеличение точности формирования заданной траектории посадки. Способ управления ЛА при заходе на посадку включает измерение параметров движения ЛА, коррекцию, с помощью любого из известных методов комплексной обработки информации, погрешностей параметров движения по данным от спутниковой навигационной системы, формирование, на основе откорректированных координат ЛА и координат торцов взлетно-посадочной полосы (ВПП), курса ВПП, длины ВПП, дальности до ближнего торца ВПП, высоты ЛА относительно ВПП, автоматическое или ручное управление угловым положением ЛА по крену и тангажу с учетом сигналов углов отклонения по курсу и глиссаде, дополнен операциями, в соответствии с которыми для формирования заданной траектории посадки задают угол наклона траектории посадки, размещают под точкой стандартного размещения курсового радиомаяка на продолжении заданной траектории посадки виртуальный курсо-глиссадный радиомаяк (ВКГРМ) и формируют его пеленг и угол места, а углы отклонения по курсу и глиссаде от траектории посадки формируют соответственно как рассогласование пеленга ВКГРМ и курса ВПП и как рассогласование угла места ВКГРМ и заданного экипажем угла наклона траектории посадки. 5 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам увеличения подъемной силы крыла самолета. Система состоит из компьютера управления полетом, элементов механизации крыла, связанных с ними приводных устройств, устройств управления, расположенного в кабине самолета устройства ввода команд заданного положения элементов механизации крыла, а также датчиков для регистрации положения элементов механизации крыла, связанных посредством аналоговых сигнальных линий с устройством управления. Устройство ввода связано посредством цифрового канала передачи данных с устройством управления для передачи команд заданного положения элементов механизации крыла. Устройство управления установлено в зоне размещения полезной нагрузки в фюзеляже самолета и на участке (L3) фюзеляжа, который, глядя в продольном направлении (X) фюзеляжа (F3) самолета, проходит от места, которое, при взгляде вперед от передней стороны (F4-1) центроплана (F4), находится на расстоянии ((L1)/3), составляющем одну треть отрезка (L1) длины фюзеляжа, проходящего от передней стороны центроплана до носа (F1) фюзеляжа, до места, которое, при взгляде назад от задней стороны (F4-2) центроплана (F4), находится на расстоянии ((L2)/3), составляющем одну треть отрезка (L2) длины фюзеляжа, проходящего от задней стороны центроплана до конца (F2) фюзеляжа в хвосте самолета (F). Повышается точность управления и безопасность полетов. 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к гидроавиации, в частности к самолетам-амфибиям, и предназначено для использования в автоматических системах управления посадкой и взлетом с водной поверхности самолетов-амфибий. Согласно предложенному способу измеряют и сравнивают высоту перемещения самолета-амфибии с верхним и нижним порогами заданного диапазона высот и гидродинамическое воздействие среды на днище лодки самолета-амфибии с заданным порогом вибраций. Если значение измеренной высоты находится между нижним и верхним порогами, то при значении гидродинамического воздействия выше порога вибраций принимается решение «Вода», при значении гидродинамического воздействия ниже порога вибраций - решение «Воздух». Независимо от значения гидродинамического воздействия при значении измеренной высоты выше верхнего порога принимается решение «Воздух», а при значении высоты ниже нижнего порога - решение «Вода». Изобретение повышает достоверность сигнализации моментов касания днищем лодки самолета-амфибии водной поверхности при переходе из воздушной среды в водную и отрыва днища лодки самолета-амфибии от водной поверхности при взлете, а также нахождения на плаву и в воздухе. 1 ил.

Группа изобретений относится к технике защиты пилотов самолетов, водителей автотранспортных, морских, железнодорожных, военных и иных самодвижущихся технических средств, а также пассажиров, от воздействия на их органы зрения лазерного излучения. Между органами зрения человека и хотя бы одним из защитных стекол устанавливают защитный экран, принимают лазерное излучение с помощью фотоэлектронного приемника, обрабатывают сигнал фотоэлектронного приемника, формируют сигнал, предназначенный для управления световой пропускной способностью защитного экрана при появлении на выходе фотоэлектронного приемника сигнала лазерного облучения свыше определенного порога. Для уменьшения вероятности ослепления обоих органов зрения человека, находящегося на техническом средстве, используют, по крайней мере, еще один дополнительный фотоэлектронный приемник. При этом фотоэлектронные приемники разносят в пространстве друг относительно друга и относительно органов зрения человека, а устанавливают их с возможностью приема излучения лазера с наиболее вероятных направлений облучения органов зрения человека, находящегося на самодвижущемся техническом средстве. Группа изобретений позволяет повысить безопасность эксплуатации самодвижущегося технического средства. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам защиты двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. Устройство защиты содержит нижнюю панель, выполненную с относительной длиной нижней панели , с относительной шириной нижней панели и способную к перемещению на относительную длину выдвижения нижней панели , равную от 0,6 до 0,3, при пропорциональном изменении относительной высоты расположения нижней кромки воздухозаборника от поверхности аэродрома от 0,8 до 1,25, установленную под углом =15°-20° относительно оси передней кромки воздухозаборника и способную к совершению колебательных движений с периодом колебаний T=1,0-4,0 с, где - длина выдвижения панели, м; l - длина нижней панели, м; b - ширина нижней панели, м; H - высота расположения нижней кромки воздухозаборника от поверхности аэродрома, м; - эквивалентный диаметр входа в воздухозаборник, м; A - высота воздухозаборника, м; B - ширина воздухозаборника, м. Технический результат заключается в повышении эффективности защиты двигателя от попадания посторонних предметов. 3 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к посадочным системам. Система содержит наземный запросчик (1), соединенный через радиолинию с бортовой аппаратурой (4) управления воздушным судном (5), и не менее трех наземных приемников (6) ответных сигналов, соединенных с наземной ЭВМ (8) управления. Бортовая аппаратура (4) управления воздушным судном (5) соединена через радиолинию (10) управления посадкой с ЭВМ (8), а также содержит бортовой ответчик (11), соединенный с бортовым измерителем (12) высоты воздушного судна (5) и с радиолинией (2) и (3) «запрос» и «ответ». Бортовой измеритель (12) высоты воздушного судна содержит барометрический, радио и/или лазерный высотомер. Рабочее место пилота (9) включает индикаторное устройство, органы ручного и автоматизированного управления полетом воздушным судном (5) и средства радиосвязи, соединенные с радиолинией (10) управления посадкой. Радиолиния (10) выполнена в виде двунаправленной радиолинии обмена данными «борт-земля». ЭВМ (8) управления снабжена модулем расчета координат воздушного судна и отклонения его от траектории посадки на основе измерений высоты полета воздушного судна и разности дальностей до воздушного судна (5) относительно местоположений запросчика (1) и приемников (6) ответных сигналов. Повышается точность вывода воздушного судна на взлетно-посадочную полосу за счет снижения погрешностей в определении местоположения воздушного судна. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Сенсорная система для контроля синхронного хода рулевых поверхностей самолета содержит два передающих тракта (1, 2) для механической передачи движений одной или множества рулевых поверхностей (3) на датчик (4). Оба передающих тракта (1, 2) соединены между собой механически и/или датчиком (4) для контролирования разницы между передаваемыми посредством передающих трактов (1, 2) движениями. Разные заданные пути перемещения компенсируются за счет разных передаточных отношений движений, передаваемых посредством передающих трактов (1, 2) на один или множество связующих элементов (10, 20, 30). Каждый передающий тракт (1, 2) содержит трос. Тросы тросовых тяг намотаны одним концом на один или множество связующих элементов (10, 20, 30). Тросовые тяги нагружены натяжением одной или множества возвратных пружин одного или множества связующих элементов (10, 20, 30). Датчики (4) усилия тросов содержат пружину (16) и датчик (17), выполненный с возможностью контроля изменения длины пружины (16). Обеспечивается контроль синхронности хода рулевых поверхностей самолета. 17 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к индикаторам нагрузки и касается индикации жесткой посадки самолета и воздействующих на самолет буксировочных усилий, превышающих допустимые. Индикатор нагрузки содержит несущее устройство в составе первого и второго несущих элементов (23, 22), соединенных вместе для приема боковой нагрузки, приложенной к первому элементу. Первый несущий элемент (23) образует полость (25) со вторым несущим элементом (22) таким образом, что он является легко ломаемым при нагрузке выше индикаторной. Полость (25) содержит текучий индикатор, который вытекает из полости, как только первый несущий элемент (23) разрушен. Первый несущий элемент (23) является трубчатым и вмещает внутри второй несущий элемент (22) так, что эти два элемента взаимодействуют с помощью участков (31) на противоположных концах и при этом расположены на расстоянии друг от друга для образования полости. Второй несущий элемент (22) выполнен с возможностью продолжать нести нагрузку после того, как первый элемент (23) будет разрушен. Достигается быстрое обнаружение жесткой посадки самолета, воздействующих на самолет буксировочных усилий, превышающих допустимые, а также сокращение времени, затрачиваемого на анализ данных. 4 н. и 7 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к средствам снижения уровня заметности летательного аппарата, в частности его силовой установки в радиолокационном или инфракрасном диапазоне длин волн. В первом варианте способ снижения демаскирующих признаков (заметности) реактивного двигателя, размещенного на летательном аппарате и оснащенного поворотным соплом, включает экранирование внутренних элементов двигателя путем отклонения сопла при бесфорсажном режиме работы двигателя на фиксированный угол, удержание сопла в отклоненном положении, при этом одновременно с отклонением сопла отклоняют органы управления летательным аппаратом, обеспечивая балансировку летательного аппарата в установившемся полете. Второй способ снижения демаскирующих признаков реактивного двигателя включает экранирование внутренних элементов путем совершения соплом колебательных движений на угол при бесфорсажном режиме работы двигателя, при этом одновременно с колебательным движением сопла осуществляют отклонение органов управления летательным аппаратом для обеспечения аэродинамической балансировки летательного аппарата в установившемся полете. Включение режима малой заметности может производиться летчиком или по сигналу системы предупреждения о ракетной атаке при положении ручки управления двигателем в бесфорсажном положении. 2 н. 9 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к устройствам защиты от электрических разрядов корпусов летательных аппаратов. Устройство металлизации корпуса изделия состоит из силовой конструкции, нанесенного на нее наружного слоя из нетокопроводного материала и металлических прокладок, обладающих электропроводностью. Металлические прокладки выполнены в виде металлических шайб, закрепленных одной своей стороной к общей «электрической массе» с обеспечением электрического контакта, а по другой стороне выполненных и установленных заподлицо с наружным слоем из нетокопроводного материала. На наружную поверхность нанесенного слоя из нетокопроводного материала, включая поверхность одной или более шайб, нанесено лакокрасочное токопроводное покрытие с обеспечением электрического контакта каждой шайбы с нанесенным лакокрасочным токопроводным покрытием. Достигается повышение надежности функционирования летательного аппарата. 2 ил.

Изобретение относится к индикаторным устройствам, предназначенным для обеспечения взлета или посадки летательных аппаратов (ЛА). Способ визуальной посадки ЛА включает определение высоты полета ЛА по бортовому высотомеру и использование зрительного аппарата человека. Пилот определяет высоту пролета ЛА входной кромки взлетно-посадочной полосы (ВПП) и боковое отклонение ЛА от осевой линии ВПП с использованием видеокамер, расположенных на основных задних опорах шасси. ЛА выравнивают над посадочной поверхностью с использованием видеокамер, расположенных на левой и правой задних опорах шасси. Момент посадки ЛА и расположение места посадки на ВПП определяют по началу вращения колес шасси и появлению дыма сгоревшей резины. Устройство визуального обеспечения взлета или посадки ЛА содержит установленные на выдвижных платформах видеокамеры, связанные с дисплеем, расположенным в помещении экипажа. По крайней мере одна видеокамера размещена на задней опоре шасси ЛА. Достигается расширение визуальной информации о положении ЛА и колес всех опор его шасси относительно посадочной поверхности и самого ЛА, а также увеличение быстродействия ее получения при отсутствии прямого визуального контакта пилота с аэродромом при взлете или посадке. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиации. Устройство контроля за синхронностью одного или нескольких закрылков самолетных крыльев содержит трос управления, соединенный с закрылками таким образом, что он совершает совместное движение с закрылками. Трасса прокладки троса управления проходит от первой точки до второй, из которых одна точка или обе расположены на неподвижных элементах конструкции самолетного крыла. Изобретение направлено на упрощение конструкции. 14 з.п. ф-лы, 6 ил.

Группа изобретений относится к системам автоматической посадки ЛА и может быть использована для автоматической посадки пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов. В способе излучают сигналы антенными решетками курсовым и глиссадным радиомаяками (КРМ, ГРМ), а курсовым и глиссадным радиоприемниками (КРП, ГРП) на борту ЛА принимают указанные сигналы. Каждая антенная решетка передает два сигнала на несущей частоте , различной для КРМ и ГРМ. Один сигнал не модулируется, второй модулирован по фазе синусоидальным сигналом с частотой . Первой антенной принимают сигнал первым приемным устройством каждого из КРП и ГРП, усиливают его, и после детектирования квадратичным детектором сигнал поступает на вход фильтра. Фильтр выделяет гармонику с частотой и угловой амплитудой, полученный сигнал подают на первый вход синхронного детектора, который формирует сигнал отклонения от курсоглиссадной линии. Опорный сигнал с частотой для синхронных детекторов КРП и ГРП излучается отдельной антенной, находящейся на земле. Сигнал отклонения от курсовой (глиссадной) линии передается в систему автоматического управления ЛА и к индикатору отклонения траектории от курсовой (глиссадной) линии. В системе автоматической посадки ЛА используются КРМ и ГРМ, состоящие из генератора, установочного фазовращателя, фазового модулятора, генератора несущей частоты опорного сигнала, генератора опорной частоты, модулятора опорного сигнала, усилителей мощности, передающих антенн. КРП и ГРП состоят из приемных антенн, приемных устройств, АРУ, квадратичного детектора, фильтра, синхронного детектора, детектора и АРУ опорного сигнала. Технический результат заключается в повышении надежности автоматической посадки ЛА. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиации и предназначено для молниезащиты, в частности, для защиты носовых диэлектрических обтекателей самолетов и расположенных под ними антенн. Устройство содержит системы металлических полосовых электродов - молниеотводов разной длины, дополнительные полосовые электроды. Полосовые электроды - молниеотводы расположены на внутренней и внешней поверхности диэлектрической оболочки носового обтекателя самолета и электрически связаны с металлическими конструкциями фюзеляжа. Дополнительные полосовые электроды электрически связаны с металлическими конструкциями фюзеляжа и расположены в середине промежутков между металлическими полосовыми молниеотводами на внутренней поверхности оболочки обтекателя. Количество дополнительных полосовых электродов равно количеству полосовых электродов-молниеотводов. Ширина дополнительных полосовых электродов выбрана равной d=5÷10 мм. Высота дополнительных полосовых электродов над основанием носового обтекателя равна высоте края антенны радара. Антенна радара находится под носовым обтекателем. Технический результат заключается в повышении защиты носового обтекателя самолета и находящейся под ним антенны навигационного радара от воздействия молнии и грозовых облаков. 5 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к системе отвода тока молнии для летательного аппарата. В системе отвода тока молнии от электронного оборудования (2), установленного на наружной обшивке (20) летательного аппарата, упомянутая наружная обшивка выполнена из композитного материала (21), покрытого слоем полосового металла (22), и содержит отверстие (6), в которое помещена обтекаемая пластина (7), покрывающая авиационное электронное оборудование (2), причем пластина закреплена на наружной обшивке посредством накладки (3). Система содержит металлическую пластину (23, 30, 34), окружающую частично обтекаемую пластину и установленную таким образом, чтобы обеспечивалась электрическая непрерывность между накладкой (3) и слоем полосового металла (22) с целью обеспечения отвода тока молнии в слой полосового металла. Технический результат заключается в обеспечении отвода электрического тока в слой полосового металла. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретение относится к области авиации, а именно к способам эксплуатации и защиты двухконтурных турбореактивных двигателей противопожарных самолетов-амфибий от попадания посторонних предметов. Способ защиты заключается в выдуве струй высокого давления перед воздухозаборником двухконтурного турбореактивного двигателя. Выдув осуществляется водой, отбираемой из водяных баков противопожарного самолета-амфибии, создавая динамическую водяную завесу, в направлении вперед и вниз от нижнего полукольца воздухозаборника, и в экстренных случаях дополнительно - от кока двигателя по периферии в сторону вентиляторного контура. Технический результат заключается в повышении эффективности защиты двухконтурных турбореактивных двигателей самолета-анфибии. 3 ил.

Изобретение относится к приборному оборудованию в области авиации. В способе управления самолетом с учетом стабилизации заданной скорости определяют заданную скорость полета, измеряют обороты двигателей, продольную перегрузку, угол наклона траектории, скорость полета. По разности между заданной и фактической скоростями полета, разности между продольной перегрузкой и синусом угла наклона траектории определяют расчетные обороты двигателей для заданной скорости. Определяют изменения оборотов каждого двигателя, для чего измеряют величину отклонения рычагов управления двигателями от их среднего положения, определяемого методом «скользящего среднего» за время, соответствующее времени изменения оборотов с задержкой, соответствующей времени задержки изменения оборотов при перемещении рычага управления двигателем. Формируют сигнал рассогласования между расчетными оборотами и фактическими оборотами каждого двигателя, который индицируют в виде метки избытка оборотов, перемещающейся относительно метки отсчета. Стабилизацию заданной скорости полета осуществляют, перемещая или удерживая рычаг управления двигателем так, чтобы метка избытка оборотов располагалась у метки отсчета. Достигается повышение качества переходных процессов и упрощение ручного управления летательным аппаратом. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к узлу летательного аппарата и касается крыла и фюзеляжа летательного аппарата, оснащенного средствами молниезащиты. Узел содержит обшивку (10), конструктивный элемент (11) и крепежный элемент (1), соединяющий обшивку (10) и конструктивный элемент (11). Основным компонентом обшивки (10) является слой (12) пластика, армированного углеродным волокном ПАУВ (CFRP). Наружная поверхность обшивки (10) покрыта медной фольгой (13). Поверх фольги (13) нанесен слой медной краски (19), основным компонентом которой является фенольная смола и медный порошок. Концевой участок (2а) крепежного элемента (1) через посредство изоляционной шайбы (21), поверхность которой покрыта изоляционным материалом, оснащен втулкой (17) (гайкой) для взаимной фиксации обшивки (10) и конструктивного элемента (11). Изоляционное покрытие изоляционной шайбы (21) состоит из полимера, содержащего алюминиевый порошок. Между изоляционной шайбой (21) и конструктивным элементом (11) расположена изоляционная прокладка (22). Изоляционная прокладка (22) содержит несколько ламинированных полиимидных пленок. Достигается высокая надежность и устойчивость к разрушению под воздействием тока молнии. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 5 ил., 2 табл.