СПОСОБ ПИЛОТИРОВАНИЯ САМОЛЕТА Российский патент 1997 года по МПК B64C13/16 

Описание патента на изобретение RU2081790C1

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к летной эксплуатации самолетов.

В соответствии с действующими рекомендациями реализуется способ пилотирования самолета по маршруту, основанный на выполнении полета с изменением высоты по мере уменьшения полетного веса из-за выработки топлива или на постоянной высоте (эшелоне), заданной диспетчером воздушного движения. При этом используются тяга двигателя и соответствующее положение органов управления, при котором самолет сбалансирован. Подъемная сила равна силе веса, а сила тяги двигателя равна силе лобового сопротивления. Полет выполняется на постоянной скорости, обеспечивающей минимальный километровый расход топлива.

Так в настоящее время выполняются все полеты по маршруту. Полеты "по потолкам" выполняются, как правило, самолетами, летающими на максимальную дальность, но, учитывая, что прирост высоты составляет примерно 400 м/ч, т.е. порядка 0,4 м/с, такой полет можно считать горизонтальным с точки зрения баланса сил.

Наилучшим образом способ пилотирования в полетах на дальность на постоянной высоте описан в книге Г.С. Аронина "Практическая аэродинамика". М. Воениздат, 1962, с. 244-247.

На фиг. 1 представлены траектории полета на постоянной высоте и с применением предлагаемого способа пилотирования (соответственно 1 и 2); на фиг. 2 схема сил, действующих на самолет в горизонтальном полете; на фиг. 3 схема сил, действующих на самолет при снижении; на фиг. 4 схема сил, действующих на самолет при наборе высоты.

На фигурах: V скорость полета; Vx горизонтальная проекция скорости полета; Vy вертикальная скорость; G полетный вес самолета; θ угол наклона траектории полета к горизонту; DP проекция полетного веса на траекторию полета.

Из треугольников скоростей и сил видно, что при снижении с вертикальной скоростью Vy скорость полета V превышает исходную скорость Vx:
Разгон осуществляется за счет составляющей силы тяжести G, которая равна DP=G•sinθ.
При наборе высоты картина будет обратная, и самолет будет тормозиться до исходного значения скорости.

Если прирост средней скорости в течение одного цикла будет равен ΔVц, а длительность цикла Δtц, то за n циклов прирост дальности будет равен ΔL=ΔVц•Δtц•n.

Если же ставится задача пролететь заранее обусловленное расстояние, то при использовании такого же маневра будет сэкономлено топливо, величина которого определяется из соотношения

где ΔQ величина сэкономленного топлива (т);
ΔVср величина прироста скорости полета по маршруту (км/ч);
Vп путевая скорость полета (км/ч);
Q средний часовой расход топлива без изменения режима работы силовой установки (т/ч);
Δt продолжительность полета на заданной высоте (ч).

Управление самолетом с использованием такого маневра может осуществляться отклонениями рулевых поверхностей либо за счет триммирования продольного управления, либо вручную, либо введением в программу автоматического управления команд на рулевые поверхности.

Суть данного изобретения состоит в том, что для увеличения дальности полета (уменьшения километрового расхода топлива) используется увеличение средней скорости полета, получаемое за счет силы веса, составляющая которой при снижении направлена вдоль траектории полета и ускоряет движение самолета по этой траектории.

Это является техническим результатом, достигаемым при реализации предлагаемого способа пилотирования.

Этот маневр выполняется после вывода самолета на высоту заданного эшелона полета, установления режима горизонтального полета с минимальным километровым расходом топлива: режима работы двигателя, соответствующего высоте, скорости и полетному весу. После установления режима горизонтального полета без изменения режима работы двигателя самолет отклонением рулевых поверхностей переводится на снижение с некоторой вертикальной скоростью с целью разгона в пределах высоты заданного эшелона и ограничений, обусловленных инструкцией по пилотированию самолета, с последующим переводом в режим набора высоты соответствующим отклонением рулевых поверхностей по тангажу. После набора высоты за счет полученной при снижении дополнительной кинетической энергии маневр повторяется многократно. Высоту полета изменяют при постоянной тяге двигателя более двух раз при чередовании маневров снижения высоты и набора высоты в диапазоне 300-500 м в пределах диапазона, обусловленного эшелоном, с вертикальной скоростью 2-5 м/с.

В принципе, применение такого маневра более двух раз даст заметную экономию топлива, но эффект возрастает при многократном систематическом применении его в течение всего полета.

Похожие патенты RU2081790C1

название год авторы номер документа
СПОСОБ ПИЛОТИРОВАНИЯ ВЕРТОЛЕТОВ 1992
  • Лисс А.Ю.
  • Евстафьева С.Л.
RU2101213C1
СПОСОБ ВЫВЕДЕНИЯ ПОЛЕЗНОЙ НАГРУЗКИ НА ОРБИТУ В КОСМОС 1999
  • Близнюк В.И.
  • Алешин Е.А.
  • Бендеров В.В.
  • Бондаренко Н.Н.
  • Клименко В.И.
  • Ростопчин В.В.
  • Чевардов С.Г.
RU2159727C1
ЕДИНАЯ ТЕХНОЛОГИЯ ЭКСПЛУАТАЦИИ И ПРОИЗВОДСТВА ТРАНСПОРТНЫХ СРЕДСТВ "МАКСИНИО", БЕЗАЭРОДРОМНЫЙ ЭЛЕКТРОСАМОЛЕТ (ВАРИАНТЫ), НЕСУЩЕЕ УСТРОЙСТВО, ТУРБОРОТОРНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ВАРИАНТЫ), ПОЛИСТУПЕНЧАТЫЙ КОМПРЕССОР, ОБЕЧАЙКА ВИНТОВЕНТИЛЯТОРА, СПОСОБ РАБОТЫ ТУРБОРОТОРНОГО ДВИГАТЕЛЯ И СПОСОБ СОЗДАНИЯ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ ЭЛЕКТРОСАМОЛЕТА 2010
  • Максимов Николай Иванович
RU2457153C2
КОМПЛЕКСНАЯ СИСТЕМА ЭЛЕКТРОННОЙ ИНДИКАЦИИ ЛЕГКОГО МНОГОЦЕЛЕВОГО САМОЛЕТА 2002
  • Ефанов А.Г.
  • Демченко О.Ф.
  • Попович К.Ф.
  • Школин В.П.
  • Суслов В.Д.
  • Таскаев Р.П.
  • Перминов А.Г.
  • Никитин В.Н.
  • Сорокин В.Ф.
RU2219108C1
АВИАЦИОННЫЙ КОМПЛЕКС ЭЛЕКТРОННОЙ ИНДИКАЦИИ 2004
  • Парамонов П.П.
  • Копорский Н.С.
  • Виноградов Ю.Н.
  • Сабо Ю.И.
  • Демченко О.Ф.
  • Попович К.Ф.
  • Школин В.П.
  • Никитин В.Н.
  • Перминов А.Г.
  • Кодола В.Г.
RU2264953C1
СПОСОБ ВЫПОЛНЕНИЯ СНИЖЕНИЯ ПРИ ЗАХОДЕ НА ПОСАДКУ 2002
  • Александров Виктор Константинович
RU2280888C2
МНОГОЦЕЛЕВОЙ МНОГОВИНТОВОЙ ВЕРТОЛЕТ-САМОЛЕТ 2010
  • Дуров Дмитрий Сергеевич
RU2448869C1
ИНТЕГРАЛЬНЫЙ ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННЫЙ ДИСПЛЕЙ 1991
  • Титов Андрей Анатольевич
RU2014250C1
МНОГОЦЕЛЕВОЙ ДИСТАНЦИОННО ПИЛОТИРУЕМЫЙ ВЕРТОЛЕТ-САМОЛЕТ 2008
  • Дуров Дмитрий Сергеевич
RU2370414C1
ЛЕГКИЙ СВЕРХЗВУКОВОЙ МНОГОЦЕЛЕВОЙ САМОЛЕТ 2004
  • Демченко Олег Федорович
  • Долженков Николай Николаевич
  • Матвеев Андрей Иванович
  • Попович Константин Федорович
  • Гуртовой Аркадий Иосифович
  • Школин Владимир Петрович
  • Кодола Валерий Григорьевич
RU2271305C1

Иллюстрации к изобретению RU 2 081 790 C1

Реферат патента 1997 года СПОСОБ ПИЛОТИРОВАНИЯ САМОЛЕТА

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к летной эксплуатации самолетов. Сущность изобретения: способ основан на выполнении полета с чередованием маневров снижения высоты и набора высоты при использовании силы тяги двигателя и изменении положения органов продольного управления. Перебалансировку продольного управления выполняют более двух раз при чередовании маневров снижения и набора высоты в диапазоне 300-500 м в пределах заданного эшелона при постоянной тяге. 4 ил.

Формула изобретения RU 2 081 790 C1

Способ пилотирования самолета, основанный на выполнении полета с чередованием маневров снижения высоты и набора высоты при использовании силы тяги двигателя и изменении положения органов продольного управления, отличающийся тем, что перебалансировку продольного управления выполняют более двух раз при чередовании маневров снижения высоты и набора высоты в диапазоне 300 500 м в пределах заданного эшелона при постоянной тяге.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 1997 года RU2081790C1

Аронин Г.С
Практическая аэродинамика
- М.: Военное издательство МО, 1962, с
Нагревательный прибор для центрального отопления 1920
  • Шашков А.Н.
SU244A1

RU 2 081 790 C1

Авторы

Гладун Леонид Георгиевич

Даты

1997-06-20Публикация

1993-02-17Подача