способ управления двухдвигательным маневренным самолетом

Формула изобретения

Способ управления двухдвигательным маневренным самолетом, при котором отклоняют рули направления и элероны, а реактивные струи правого и левого двигателей отклоняют каждую в одной плоскости, отличающийся тем, что одновременно с отклонением рулей направления отклоняют элероны и реактивные струи правого и левого двигателей самолета в направлении вверх-наружу или вниз-внутрь, при этом, если рули направления отклоняют направо, то реактивную струю правого двигателя отклоняют вверх-наружу, а реактивную струю левого двигателя отклоняют на такой же угол вниз-внутрь и наоборот, причем элероны отклоняют на углы, определяемые зависимостью



где _э - угол отклонения элеронов;

m_x,y вт аэродинамические коэффициенты моментов крена и рыскания от отклонения реактивных струй;

m_x,y рн аэродинамические коэффициенты моментов крена и рыскания от отклонения рулей направления;

производные аэродинамических коэффициентов моментов крена и рыскания элеронов по углу отклонения;

I_xx,I_yy моменты инерции самолета относительно связанных осей O_x и O_y;

- угол атаки самолета.

Описание изобретения к патенту

Рассматриваемое изобретение относится к области авиационной техники и предназначено для обеспечения поперечно-путевой управляемости двухдвигательного маневренного самолета на больших углах атаки при использовании отклонения реактивных струй двигателей (отклонения векторов тяги двигателей).

Для современных маневренных самолетов характерно практическое исчезновение поперечно-путевой управляемости на углах атаки свыше 30^o.35^o из-за исчезновения эффективности аэродинамических органов управления (рулей), в первую очередь рулей направления.

С целью обеспечения управляемости самолета в указанном выше диапазоне углов атаки используется отклонение вектора тяги реактивных двигателей самолета с помощью различных устройств.

Известен способ управления маневренным двухдвигательным самолетом на больших углах атаки, заключающийся в отклонении струй реактивных двигателей в вертикальной плоскости симметрии самолета (см. работу: Barham R.W. Thrust Vector Aided Maneuvering of the YF-22 Advanced Tactical Fighter Prototype. В сб. AGARD Meeting on Technologies for Highly Maneuverable Aircraft, Oct. 1993, p. 5 1 5 14).

Недостатком данного способа является то, что при этом обеспечивается управляемость на больших углах атаки только по тангажу (при отклонении векторов тяги правого и левого двигателей в одну сторону) и по крену относительно продольной оси самолета (при отклонении векторов тяги правого и левого двигателей в разные стороны); управление самолетом в канале рыскания по-прежнему осуществляется с помощью аэродинамических рулей направления, а следовательно, поперечно-путевая управляемость самолета на больших углах атаки практически отсутствует, так как невозможно управлять вращением самолета относительно вектора скорости.

Задачей настоящего изобретения является обеспечение поперечно-путевой управляемости двухдвигательного маневренного самолета на больших углах атаки при использовании отклонения реактивной струи каждого двигателя в одной плоскости.

Указанная задача достигается тем, что в способе управления маневренным самолетом, при котором отклоняют рули направления и элероны, а реактивные струи правого и левого двигателей отклоняют каждую в одной плоскости, одновременно с отклонением рулей направления отклоняют элероны и реактивные струи правого и левого двигателей самолета в направлении вверх-наружу или вниз-внутрь, при этом если рули направления отклоняют направо, то реактивную струю правого двигателя отклоняют вверх-наружу, а реактивную струю левого двигателя отклоняют на такой же угол вниз-внутрь, и наоборот, одновременно отклоняют элероны на углы, определяемые зависимостью



где _э угол отклонения элеронов;

m_x,yВТ аэродинамические коэффициенты моментов крена и рыскания от отклонения реактивных струй;

m_x,yРН аэродинамические коэффициенты моментов крена и рыскания от отклонения рулей направления;

производные аэродинамических коэффициентов моментов крена и рыскания элеронов по углу отклонения;

I_xx,yy моменты инерции самолета относительно связанных осей O_x и O_y;

угол атаки самолета.

На фиг. 1 приведена схема устройства для реализации предлагаемого способа управления.

На фиг. 2 приведена схема сил и моментов, действующих на самолет при предлагаемом способе управления.

На фиг. 3 представлены зависимости располагаемого момента крена самолета при использовании предлагаемого способа управления и без него для режима полета: высота H 0, число Маха M 0,2 и в условиях продольной балансировки самолета с помощью отклонения векторов тяги обоих двигателей в вертикальной плоскости (при одновременном отклонении в одну сторону).

На фиг. 4 представлены зависимости располагаемого момента крена самолета при использовании предлагаемого способа управления и без него для режима полета: высота H 0, число Маха M 0,2 и в условиях продольной балансировки самолета с помощью одновременного отклонения стабилизатора (руля высоты) и векторов тяги обоих двигателей (в вертикальной плоскости).

На фиг. 5 представлены зависимости располагаемого момента крена самолета при использовании предлагаемого способа управления и без него для режима полета: высота H 10 км, число Маха M 0,4 и в условиях продольной балансировки самолета с помощью одновременного отклонения стабилизатора (руля высоты) и векторов тяги обоих двигателей (в вертикальной плоскости).

В качестве устройства для реализации предлагаемого способа управления могут быть использованы отклоняемые в одной плоскости поворотные реактивные сопла, выполненные, например, также, как поворотные сопла в указанном выше прототипе, фиг. 1. Для этого каждый двигатель самолета оборудуется поворотным соплом 1, при этом плоскость отклонения каждого сопла выполняется наклоненной к вертикальной плоскости симметрии самолета на угол v_c, как показано на фиг. 1. Помимо этого на самолете имеются рули направления 2 и элероны 3.

Для управления самолетом в соответствии с предлагаемым способом отклоняют рули направления на некоторый угол, при этом на самолет действуют моменты крена и рыскания М_x,yРН, определяемые через аэродинамические коэффициенты рулей направления m_x,yРН следующими соотношениями:

М_x,yРН qSlm_x,yРН,

где q скоростной напор;

S площадь крыла;

l размах крыла.

Одновременно векторы тяги реактивных струй правого и левого двигателей отклоняют на углы +_c и -_c, как показано на фиг. 2, при этом на самолет действуют моменты рыскания и крена М_yВТ и М_xВТ, которые определяются следующими соотношениями:



где P_пр,лев тяга правого/левого двигателей;

z_с расстояние от оси сопла до плоскости симметрии самолета;

x_с расстояние от среза сопла до центра масс самолета;

соответствующие этим моментам аэродинамические коэффициенты m_x,yВТ определяются соотношениями

m_x,yРН М_x,yРН/(qSl)

Одновременно отклоняют элероны на угол, определяемый соотношением



где _э угол отклонения элеронов;

m_x,yВТ аэродинамические коэффициенты моментов крена и рыскания от отклонения реактивных струй;

m_x,yРН аэродинамические коэффициенты моментов крена и рыскания от отклонения рулей направления;

производные аэродинамических коэффициентов моментов крена и рыскання элеронов по углу отклонения;

I_xx,yy моменты инерции самолета относительно связанных осей O_x и O_y;

угол атаки самолета,

в результате полное угловое ускорение самолета будет ориентировано вдоль вектора скорости полета, что обеспечивает эффективное управление вращением самолета относительно вектора скорости в широком диапазоне углов атаки вплоть до углов атаки 60^o.70^o.

Для оценки эффективности предлагаемого способа управления самолетом и выбора рационального угла наклона плоскости поворота вектора тяги двигателей к плоскости симметрии самолета v_c были выполнены расчеты суммарного момента крена m_x, реализуемого при указанном способе управления для самолета типа МИГ-29. Результаты представлены на фиг. 3 5 в сравнении с суммарным моментом крена, реализуемым без предлагаемого способа управления (показан пунктирной линией) для двух режимов полета (высота H и число Маха M) и для двух вариантов продольной балансировки самолета (с помощью одновременного отклонения правого и левого векторов тяги на одинаковый угол или при совместном отклонении векторов тяги и стабилизатора). Из этих данных следует, что поперечно-путевая управляемость самолетом, определяемая величиной суммарного момента крена m_x, при предлагаемом способе управления значительно больше, чем без него, и может быть обеспечена до углов атаки 60^o.70^o при угле наклона плоскостей отклонения векторов тяги двигателей к вертикальной плоскости симметрии самолета _c 20^o (для углов отклонения векторов тяги в этих плоскостях на 20^o).