САМОЛЕТ, СОДЕРЖАЩИЙ УСТРОЙСТВО ДЛЯ ОКАЗАНИЯ ВЛИЯНИЯ НА ПУТЕВУЮ УСТОЙЧИВОСТЬ САМОЛЕТА, И СПОСОБ ОКАЗАНИЯ ВЛИЯНИЯ НА ПУТЕВУЮ УСТОЙЧИВОСТЬ САМОЛЕТА

1. Самолет (F), содержащий устройство для оказания влияния на путевую устойчивость самолета, при этом самолет содержит крылья (10а, 10b) с элеронами (11а, 11b) и руль (21), при этом устройство для оказания влияния на путевую устойчивость самолета содержит:
- устройство ввода управления для ввода управляющих требований для управления траекторией полета самолета,
- устройство (50) управления полетом, которое функционально связано с устройством ввода управления,
- сенсорное устройство, которое функционально связано с устройством (50) управления полетом, для регистрации угловых скоростей, включая угловые скорости рыскания самолета (F),
- в каждом случае по меньшей мере один исполнительный механизм, который функционально связан с устройством (50) управления полетом, для регулирования элеронов (11а, 11b) и для регулирования руля (21),
при этом устройство (50) управления полетом содержит управляющую функцию, которая выполнена таким образом, что из управляющих требований и угловых скоростей устройство (50) управления полетом формирует регулирующие команды для исполнительных механизмов для управления самолетом и передает их на исполнительные механизмы,
отличающийся тем, что
- самолет (F) содержит два установленных на хвосте щитка (K1, K2), расположенных позади соединительной области (А) крыльев (10а, 10b) и на противоположных сторонах фюзеляжа, при этом каждый установленный на хвосте щиток (K1, K2) соединен с исполнительным механизмом (61, 62), который функционально связан с устройством (50) управления полетом для перемещения установленных на хвосте щитков (K1, K2) между убранным и выпущенным положениями,
- управляющая функция выполнена таким образом, что для поперечного управления самолетом на основе управляющих команд и в зависимости от зарегистрированных угловых скоростей формируются регулирующие команды для передачи на исполнительный механизм (61, 62) по меньшей мере одного из установленных на хвосте щитков (K1, K2) для приведения его в действие и передаются на исполнительный механизм (61, 62).
2. Самолет (F) по п.1, отличающийся тем, что управляющая функция выполнена таким образом, что для поперечного управления самолетом на основе управляющих команд в зависимости от зарегистрированных угловых скоростей формируются регулирующие команды, при этом управляющая функция по меньшей мере на некоторых участках одновременно формирует регулирующие команды для исполнительного механизма руля (21) для того, чтобы одновременно в течение периода времени перемещать по меньшей мере один из установленных на хвосте щитков (K1, K2) и руль (21).
3. Самолет по п.1, отличающийся тем, что управляющая функция выполнена таким образом, что для поперечного управления самолетом на основе управляющих команд в зависимости от зарегистрированных угловых скоростей формируются регулирующие команды, при этом управляющая функция по меньшей мере на некоторых участках одновременно формирует регулирующие команды для исполнительного механизма по меньшей мере одного элерона (11а, 11b) и/или для исполнительного механизма по меньшей мере одного спойлера (12а, 12b) для того, чтобы одновременно в течение периода времени перемещать по меньшей мере один из установленных на хвосте щитков (K1, K2) и по меньшей мере один элерон (11а, 11b) и/или по меньшей мере один спойлер (12а, 12b) для того, чтобы поворачивать самолет (F) на его продольной оси (X).
4. Самолет (F) по п.1, отличающийся тем, что управляющая функция выполнена таким образом, что для поперечного управления самолетом регулирующие команды, которые формируются на основе управляющих команд в зависимости от зарегистрированных угловых скоростей, содержат регулирующие команды для исполнительного механизма руля (21) и по меньшей мере на некоторых участках одновременно содержат регулирующие команды для исполнительного механизма (61, 62) для обоих установленных на хвосте щитков (K1, K2) для приведения их в действие.
5. Самолет (F) по п.4, отличающийся тем, что угол отклонения первого установленного на хвосте щитка (K1, K2), который расположен на стороне, в которую самолет должен быть повернут по управляющей команде, по меньшей мере на 10% больше, чем угол отклонения второго установленного на хвосте щитка (К1, К2).
6. Самолет (F) по п.1, отличающийся тем, что управляющая функция содержит режим работы, который выполнен таким образом, что в этом режиме работы регулирующие команды для исполнительных механизмов для установленных на хвосте щитков формируются по меньшей мере при двойном коэффициенте динамичности регулирующих команд для руля.
7. Самолет (F) по п.1, отличающийся тем, что в одном режиме работы управляющая функция выполнена таким образом, что для поперечного управления самолетом регулирующие команды для исполнительных механизмов, которые формируются на основе управляющих команд и в зависимости от зарегистрированных угловых скоростей, содержат регулирующие команды для исполнительного механизма руля (21) и по меньшей мере на некоторых участках одновременно содержат регулирующие команды для исполнительного механизма (61, 62) для одного из установленных на хвосте щитков (K1, K2) для приведения их в действие, при этом при регулирующих командах в каждом случае установленный на хвосте щиток (K1, K2) отклоняется симметрично рулю для того, чтобы поворачивать самолет (F) вокруг его вертикальной оси (Z).
8. Самолет (F) по п.1, отличающийся тем, что оси поворота установленных на хвосте щитков (K1, K2) расположены позади оси поворота руля (21) относительно продольной оси (X) самолета (F).
9. Самолет (F) по п.1, отличающийся тем, что самолет (F) содержит руль (25) высоты и что установленные на хвосте щитки (K1, K2) расположены под рулями (25) высоты относительно вертикальной оси (Z) самолета (F).
10. Самолет (F) по п.1, отличающийся тем, что самолет (F) содержит руль (25) высоты и что установленные на хвосте щитки (K1, K2) расположены таким образом, что их оси поворота проходят позади оси поворота рулей (25) высоты относительно продольной оси (X) самолета (F).
11. Самолет (F) по п.1, отличающийся тем, что установленные на хвосте щитки (K1, K2) выполнены таким образом, что наружные обшивки (65) установленных на хвосте щитков (K1, K2), при рассмотрении в направлении контура фюзеляжа (R), образуют полную секцию фюзеляжа.
12. Самолет (F) по п.1, отличающийся тем, что самолет содержит установленную на хвосте двигательную систему и что при рассмотрении в продольном направлении (X) самолета установленные на хвосте щитки (K1, K2) расположены позади двигателей, которые расположены в хвостовой области и которые предусмотрены для приведения в движение самолета.
13. Самолет (F) по п.12, отличающийся тем, что для уменьшения шума во время захода на посадку управляющая функция получает значения датчиков, относящиеся к высоте полета самолета (F), и содержит функцию, с помощью которой, как только самолет снизится до уровня ниже предварительно заданной высоты полета, управляющая функция формирует и передает регулирующие команды на исполнительные механизмы (61, 62) установленных на хвосте щитков (K1, K2), при этом в соответствии с управляющими командами оба установленных на хвосте щитка (K1, K2) выпускаются на предварительно заданный минимальный угол.
14. Самолет (F) по п.1, отличающийся тем, что для того чтобы уменьшить влияния порывов ветра, воздействующих на самолет (F), самолет содержит:
- сенсорное устройство, которое функционально связано с управляющим устройством, для регистрации порывов ветра, которые воздействуют на самолет (F),
- функцию идентификации порывов ветра для идентификации порывов ветра из зарегистрированных датчиком значений,
- управляющую функцию, которая на основе определения функцией идентификации порывов ветра того, что имеется порыв ветра, передает регулирующие команды на соответствующие установленные на хвосте щитки (K1, K2) для того, чтобы перемещать их таким образом, что отклонения соответствующих установленных на хвосте щитков (K1, K2) компенсируют влияния, которые порыв ветра оказывает на самолет.
15. Самолет (F) по п.14, отличающийся тем, что сенсорное устройство содержит датчик угловой скорости, который регистрирует повороты самолета вокруг его вертикальной оси (Z).
16. Самолет (F) по п.14, отличающийся тем, что сенсорное устройство содержит датчик ускорения, который для регистрации поворота самолета на его вертикальной оси (Z) расположен в передней и/или задней трети фюзеляжа (R) относительно общей длины фюзеляжа (R) самолета.
17. Самолет (F) по п.14, отличающийся тем, что сенсорное устройство содержит по меньшей мере один приемник спутниковой навигации, который регистрирует ускорения или угловые скорости самолета.
18. Самолет (F) по п.14, отличающийся тем, что для идентификации порывов ветра управляющая функция содержит:
- функцию идентификации порывов ветра, которая выполнена таким образом, что она определяет любое повышение, или изменение, или увеличение угловых скоростей и/или ускорений самолета в предварительно заданный период времени,
- сравнительную функцию, которая сравнивает любое повышение, или изменение, или увеличение угловой скорости самолета на его вертикальной оси (Z) в предварительно заданный период времени с предварительно заданной предельной величиной и, если эта предельная величина превышается, идентифицирует наличие порыва ветра, в ответ на что должна быть выдана команда на контрмеру,
при этом управляющая функция выполнена таким образом, что на основе идентификации порыва ветра управляющая функция определяет регулирующие команды в соответствии с зарегистрированными угловыми скоростями и/или ускорениями самолета и передает их на исполнительные механизмы установленных на хвосте щитков (K1, K2) для компенсации влияний, которые угловые скорости и/или ускорения, которые возникают в результате идентифицированного порыва ветра, оказывают на самолет.
19. Самолет (F) по п.18, отличающийся тем, что управляющая функция выполнена таким образом, что на основе идентификации порыва ветра указанная управляющая функция передает регулирующие команды в соответствии с ходом изменения порывов ветра и передает их на исполнительные механизмы установленных на хвосте щитков (K1, K2) для компенсации угловых скоростей и/или ускорений, которые возникают в результате идентифицированного порыва ветра и которые воздействуют на самолет.
20. Самолет (F) по п.18, отличающийся тем, что управляющая функция содержит регулирующую функцию, которая преобразует зарегистрированные значения датчиков в регулирующие команды для исполнительных механизмов.
21. Самолет (F) по п.20, отличающийся тем, что регулирующая функция содержит многомерную таблицу, в которой угловые скорости и/или ускорения взаимосвязаны с регулирующими командами или коэффициентами динамичности для регулирующих команд, и что управляющая функция выполнена таким образом, что на основе соответственно зарегистрированных угловых скоростей и/или ускорений она определяет регулирующие команды для установленных на хвосте щитков (K1, K2) для компенсации угловых скоростей и/или ускорений, которые возникают в результате идентифицированного порыва ветра и которые воздействуют на самолет, и передает их на установленные на хвосте щитки (K1, K2).
22. Самолет (F) по п.21, отличающийся тем, что таблица назначает изменения угловых скоростей и/или ускорений во времени регулирующим командам для исполнительных механизмов и что управляющая функция выполнена таким образом, что на основе зарегистрированных изменений во времени угловых скоростей и/или ускорений управляющая функция определяет регулирующие команды для установленных на хвосте щитков (K1, K2) для компенсации угловых скоростей и/или ускорений, которые возникают в результате идентифицированного порыва ветра и которые воздействуют на самолет, и передает регулирующие команды на щитки.
23. Самолет (F) по п.18, отличающийся тем, что управляющая функция выполнена таким образом, что на основе зарегистрированных угловых скоростей и/или ускорений управляющая функция определяет регулирующие команды для установленных на хвосте щитков (K1, K2), элеронов и рулей для компенсации угловых скоростей и/или ускорений, которые возникают в результате идентифицированного порыва ветра и которые воздействуют на самолет, и передает регулирующие команды на вышеуказанные щитки, элероны и рули.
24. Способ оказания влияния на путевую устойчивость самолета (F), включающий следующие стадии:
- ввод управляющих спецификаций для управления траекторией полета самолета (F),
- регистрацию угловых скоростей самолета (F),
- формирование из управляющих команд и угловых скоростей регулирующих команд для исполнительных механизмов для приведения в движение управляющих щитков самолета (F) для управления самолетом (F) и передачу регулирующих команд для регулирования управляющих щитков,
при этом для поперечного управления самолетом (F) на основе управляющих команд и в зависимости от зарегистрированных угловых скоростей формируют регулирующие команды для исполнительного механизма по меньшей мере одного из двух установленных на хвосте щитков (K1, K2), расположенных на хвостовом участке фюзеляжа самолета, для приведения в действие установленных на хвосте щитков (K1, K2) и передают на исполнительный механизм.
25. Способ ослабления влияния порывов ветра, которые воздействуют на самолет, при этом способ включает следующие стадии:
- регистрацию угловых скоростей и/или ускорений самолета в предварительно заданный период времени,
- идентификацию порыва ветра, который воздействует на самолет (F), с помощью сравнительной функции, которая сравнивает любое повышение, или изменение, или увеличение угловой скорости самолета на его вертикальной оси (Z) в предварительно заданный период времени с предварительно заданной предельной величиной и, если эта предельная величина превышается, идентифицирует наличие порыва ветра, в ответ на что должна быть выдана команда на контрмеру,
- формирование регулирующих команд для исполнительных механизмов установленных на хвосте щитков (K1, K2) для компенсации угловых скоростей и/или ускорений, которые возникают в результате идентифицированного порыва ветра и которые воздействуют на самолет.