СПОСОБ ВЗЛЕТА САМОЛЕТА Российский патент 1999 года по МПК B64C15/02 

Изобретение относится к системам управления самолетов посредством изменения вектора тяги маршевых двигателей.

Из патентной литературы известны устройства для управления летательными аппаратами:
- заявка ФРГ 3222674, кл. В 64 С 15/02, опубликована 22.12.83;
- заявка ФРГ 3609457, кл. В 64 С 15/02, опубликована 25.09.86;
- заявка ФРГ 3609347/А1, кл. В 64 С 15/02, опубликована 27.09.90.

Также известна система управления самолетов, применяемая на демонстрационном самолете F-15 МТД (см. техническую информацию ЦАГИ 8, 1987, с.11-13).

В этой системе продольный момент для управления самолета создается отклонением вектора тяги обоих двигателей вверх или вниз при помощи поворота створок в расширяющейся части сопла, поперечной - отклонением вектора тяги одного двигателя вверх, а другого вниз, путевой - уменьшением осевой составляющей одного двигателя и увеличением другого при помощи створок в сужающейся части сопла и поворотом створок решетки, расположенной там же.

Наиболее близким аналогом, рассматриваемым в качестве прототипа, является система управления двухдвигательного самолета, описанная в патенте РФ 2084375, кл. В 64 С 15/02, опубл. 20.07.97.

В этой системе сигналы датчиков органов управления и угловых скоростей поступают в вычислительные устройства, формирующие требуемые отклонения вектора тяги обоих двигателей вокруг горизонтальной оси, что обеспечивает создание управляющих моментов по крену и тангажу. Момент рыскания создается за счет изменения подачи топлива в каждый двигатель.

Недостатки этой системы:
1. Так как сигналы датчиков перемещений ручки и датчиков угловых скоростей поступают непосредственно на приводы поворотных сопел, сопла непрерывно перемещаются, в результате чего быстро вырабатывается ресурс сопла, что приводит к необходимости ремонта или замены створок сопла в процессе эксплуатации.

2. Нет ограничений работы сопла по скоростному напору: сопло перемещается при полетах на тех скоростных напорах, где эффективность аэродинамических поверхностей достаточна и управление при помощи вектора тяги не требуется. Это тоже приводит к преждевременной выработке ресурса и снижению надежности работы системы. Сопло отклоняется на больших высотах, где из-за пониженной теплоотдачи происходит перегрев и разрушение створок.

3. Создание момента рыскания путем изменения подачи топлива в тех случаях, когда маневр выполняется при максимальной тяге обоих двигателей, приводит к уменьшению величины полной тяги, что снижает эффективность маневра.

4. Управление вектором тяги не используется для сокращения разбега самолета.

Задачей предлагаемого является сокращение длины разбега самолета при взлете.

Указанная задача решается путем использования отклонения тяги векторов управляемых сопел вверх в начале разбега, что обеспечивает поднятие носового колеса самолета и сокращает разбег самолета при взлете на 35 - 40%.

Указанный способ взлета самолета реализуется следующим образом.

Перед разбегом самолета создают тягу, определяют возможность отрыва самолета на заданной длине разбега при определенном положении аэродинамических элементов и при необходимости уменьшения скорости отрыва в начале разбега обеспечивают направление тяги сопел двигателей вверх, создавая момент, который приводит к поднятию носового колеса. За счет использования управляемого вектора тяги удается сократить разбег и использовать площадки для взлета малой длины.

Изобретение относится к авиации. Способ состоит в том, что перед разбегом самолета создают тягу, при этом в начале разбега вектор тяги управляемых сопел отклоняют вверх для поднятия носового колеса. Это позволяет сократить разбег самолета на 35-40%.

Способ взлета самолета, заключающийся в создании тяги перед разбегом, отличающийся тем, что вектор тяги управляемых сопел в начале разбега отклоняют вверх для поднятия носового колеса, сокращая длину разбега.