УСТРОЙСТВО ДЛЯ ВЫВОДА САМОЛЕТА ИЗ ШТОПОРА

Полезная модель относится к авиации, а именно, к средствам для вывода самолета из штопора.
Для оценки новизны и технического уровня заявленного решения рассмотрим ряд известных заявителю технических средств аналогичного назначения, характеризуемых совокупностью сходных с заявленной полезной моделью признаков.
Техническая проблема, на решение которой направлена полезная модель, заключается в следующем. Уверенный вывод самолета из штопора диктуется, прежде всего, необходимостью обеспечения безопасности эксплуатации самолетов. По мировой статистике летных происшествий, около пятидесяти процентов аварий и катастроф самолетов происходит именно на этих режимах. Проблемы сваливания и штопора являются критическими для всех типов самолетов. Обеспечение безопасности полета на больших углах атаки весьма важно для пассажирских и транспортных самолетов. Решение проблем сопротивляемости самолета сваливанию и штопору очень важно для пассажирских самолетов, а также для учебно-тренировочных самолетов, которые могут эксплуатироваться неопытными пилотами.
Известны устройства в виде гребней (ребер), устанавливаемых на верхней поверхности крыла перпендикулярно к ней, см. патент США №5575442. Установка таких гребней приводит к затягиванию по углу атаки срыва потока на верхней поверхности крыла. Недостатком такого устройства является то, что оно не предназначено для увеличения поперечной устойчивости, а следовательно, и улучшения характеристики сваливания крыла. Более того, такие гребни на верхней поверхности крыла приводят к ухудшению поперечной устойчивости крыла, а следовательно, к сваливанию на крыло.
Известно устройство для регистрации угла атаки самолета, содержащее приемник воздушного давления и генератор вихря, установленные на летательном аппарате, в котором с целью повышения точности регистрации приемник расположен на одной оси с генератором вихря, составляющей с продольной осью самолета угол, равный критическому, см. а.с. СССР №533066.
Известна система управления углом атаки самолетов за счет изменения тяги двигателей, содержащая блок датчиков, выход которого по сигналу воздушной скорости через блок формирования суммарного ускорения, а выход по сигналу отклонения угла атаки от заданного значения - через блок выделения длинно-периодической составляющей угла атаки подключены соответственно к первому и второму входам первого сумматора, соединенного своим выходом с исполнительным блоком, выходы по сигналу продольной перегрузки и по сигналу угла тангажа подключены соответственно к первому и второму входам второго сумматора, в которую с целью повышения точности управления введены блок умножения, включенный между выходом блока датчиков по сигналу угла атаки и третьим входом второго сумматора, выход которого подключен ко второму входу блока формирования суммарного ускорения, последовательно соединенные третий сумматор, усилитель, четвертый сумматор и фильтр высоких частот, выход которого подключен ко вторым входам блока умножения и блока выделения длиннопериодической составляющей угла атаки, а первый и второй входы третьего сумматора и второй вход четвертого сумматора соответственно соединены с выходами блока датчиков по сигналам угла тангажа, угла атаки и нормальной перегрузки, см. а.с. СССР №818116.
Известно устройство для ограничения пилотажных параметров летательного аппарата, содержащее датчик угла атаки, датчик числа Маха, датчик положения механизации крыла, датчик угла стреловидности крыла, датчик вариантов весовой загрузки, датчик вариантов внешних подвесок, датчик перегрузки, первый и второй элементы сравнения, блок формирования предельно допустимого значения перегрузки, два дифференцирующих блока, блок формирования предельно допустимого значения угла атаки, первый и второй сумматоры, блок сигнализации и блок индикации, в котором с целью повышения безопасности пилотирования летательного аппарата при выполнении маневра в режиме штурвального управления в условиях полета, близких к предельно допустимым по углу атаки и перегрузке, введены датчик положения штурвальной колонки, задатчик порогового значения скорости изменения угла атаки, блок формирования и запоминания последнего установившегося значения угла атаки, блок запоминания предыдущего установившегося значения угла атаки, задатчик порогового значения скорости изменения положения штурвальной колонки, блок формирования и запоминания последнего установившегося значения положения штурвальной колонки, третий дифференцирующий блок, четыре блока вычитания, два умножителя, блок формирования и запоминания последнего установившегося значения перегрузки, блок запоминания предыдущего установившегося значения перегрузки, блок запоминания предыдущего установившегося значения положения штурвальной колонки, два делителя, третий и четвертый сумматоры, третий, четвертый, пятый и шестой элементы сравнения, элемент сигнализации "стоп ручка", см.патент РФ №1795624.
Известен способ управления самолетом, позволяющий ограничивать пилотажные параметры самолета при достижении ими предельно допустимых значений, см. патент РФ №2281882. Способ реализуют путем измерения угла атаки, текущего положения закрылков, стреловидности крыла, данные о которых поступают на входы блока формирования истинного текущего угла атаки, который сравнивают с предельно допустимыми его значениями и при приближении текущего угла атаки к предельно допустимому включают предупреждающую сигнализацию, что осуществляют с учетом скорости изменения угла атаки. Технический результат выражается в повышении точности определения текущего угла атаки самолета и соответственно формирования предупредительного сигнала по углу атаки.
Известна система антиштопорного управления самолетом, включающая блок определения текущих углов атаки самолета, блок задания критических углов атаки самолета, блок сравнения текущих углов атаки с критическими значениями, а также средства формирования управляющего воздействия, отличающаяся тем, что она снабжена укрепленными на фюзеляже самолета импульсными реактивными двигателями, а упомянутые средства включают блок определения аэродинамических и демпфирующих ускорений, блок определения величин основных и корректирующих импульсов силы в поперечном направлении движения самолета, формирователь сигнала включения импульсных реактивных двигателей и исполнительные механизмы импульсных реактивных двигателей, при этом выход упомянутого блока сравнения соединен с входом блока определения аэродинамических и демпфирующих ускорений, выход которого соединен с входом блока определения величин основных и корректирующих импульсов силы в поперечном направлении движения самолета, выход которого подключен к входу формирователя сигнала включения импульсных реактивных двигателей, выходы которого подключены ко входам исполнительных механизмов импульсных реактивных двигателей, см. патент РФ №2368541.
Известен способ антиштопорного управления самолетом, позволяющий улучшить характеристики сваливания и штопора самолета с помощью пластин в виде аэродинамических гребней, установленных симметрично относительно продольной плоскости симметрии самолета на нижней поверхности крыла. Аэродинамические гребни начинаются не далее чем 0,2 в, заканчиваются на расстоянии 0,3÷1,0 в от передней кромки крыла и имеют максимальную высоту до 0,3 в, где в - аэродинамическая хорда крыла в месте установки аэродинамического гребня, см. патент РФ №2297364.
По наибольшему количеству сходных признаков и достигаемому при использовании результату данное техническое решение выбрано в качестве прототипа заявляемой полезной модели.
Недостатками являются низкая эффективность известного решения при необходимости принятия экстренных и действенных мер в начальной стадии развития штопора при резком изменении угла атаки самолета, промедление с принятием которых неизбежно приводит к сваливанию самолета в штопор. Известные из прототипа пластины в виде аэродинамических гребней не имеют возможности изменять свою геометрию и высоту и не способны в аварийной ситуации эффективно изменить угол атаки самолета.
Задачей полезной модели является обеспечение возможности принятия экстренных и действенных мер в начальной стадии развития штопора при резком изменении угла атаки самолета.
Сущность заявляемой полезной модели выражается в следующей совокупности существенных признаков, достаточной для достижения указанного выше обеспечиваемого полезной моделью технического результата.
Устройство для вывода самолета из штопора, включающее средства формирования антиштопорного воздействия, характеризуется тем, что последние выполнены в виде пластин, установленных в передней части фюзеляжа самолета с возможностью кратковременного выдвижения за пределы фюзеляжа в направлении перпендикулярном продольной оси самолета, при этом одна из пластин установлена на верхней части фюзеляжа самолета, а другая пластина - на нижней его части, причем пластины связаны с исполнительным механизмами соответствующих приводов.
Кроме того, заявленное техническое решение характеризуется наличием ряда факультативных признаков, а именно:
- приводы пластин могут быть связаны с рычагами ручного управления самолетом;
- устройство может быть снабжено блоком контроля угла атаки самолета, связанным с соответствующими приводами пластин.
Технический результат, достигаемый при использовании заявленной совокупности существенных признаков полезной модели, заключается в том, что кратковременное выдвижение верхней или нижней пластины за пределы фюзеляжа самолета приводит к возникновению импульса силы, создающему момент, обеспечивающий возвращение угла атаки самолета в зону допустимых его значений.
Сущность полезной модели поясняется чертежом, где изображена передняя часть фюзеляжа самолета, а также верхняя выдвижная пластина в выдвинутом положении и нижняя выдвижная пластина в убранном положении.
Устройство для вывода самолета из штопора включает средства формирования антиштопорного воздействия, выполненные в виде пластин, установленных в передней части фюзеляжа 1 самолета с возможностью кратковременного выдвижения за пределы фюзеляжа в направлении перпендикулярном продольной оси самолета самолета, при этом одна из пластин 2 установлена на верхней части фюзеляжа самолета, а другая пластина 3 - на нижней его части, причем пластины 2 и 3 связаны с исполнительными механизмами соответствующих приводов 4 и 5. Устройство может быть снабжено блоком 6 контроля угла атаки самолета, связанным с соответствующими приводами 4 и 5 пластин 2 и 3.
Устройство работает следующим образом.
При превышении углом атаки самолета критических значений в сторону положительных или отрицательных его значений пилот самолета или блок 6 контроля угла атаки включают соответствующий значению углу атаки привод 4 или 5, исполнительный механизм которого осуществляет кратковременное выдвижение пластины 2 или пластины 3 за пределы фюзеляжа 1 самолета в направлении перпендикулярном продольной оси самолета. При этом возникает импульс силы, создающий момент вращения
,
x
где C - аэродинамический коэффициент сопротивления,
ρ - плотность воздуха,
V - скорость движения самолета,
S - площадь выдвинутой части пластины,
L - длина пластины.
Этот момент вращения M обеспечивает снижение текущего угла атаки по абсолютной величине и возвращение текущего значения угла атаки в зону допустимых значений. Одновременно с этим происходит изменение положения центра давления самолета, который перемещается вперед по ходу движения, что препятствует развороту самолета. При изменении знака угла атаки и превышении им критических значений пилот самолета или блок 6 контроля угла атаки осуществляют кратковременное выдвижение пластины с другой строны фюзеляжа самолета с достижением того результата по уменьшению угла атаки. При недостижении желаемого результата по возвращению угла атаки самолета в зону допустимых его значений при однократном выдвижении той или иной пластины, операцию по выдвижению соответствующих пластин повторяют.
Заявленная полезная модель может быть реализована с использованием известных технических средств (пластины, исполнительные механизмы).
Использование заявленного решения по сравнению со всеми известными средствами аналогичного назначения обеспечивает повышение безопасности пилотирование самолетов, в первую очередь пассажирских, путем обеспечения простого и эффективного их выравнивания по углу атаки при превышении этим углом заранее заданных предельных значений в сложных летных условиях либо в результате неправильных действий экипажа.