Устройство для стабилизации крена самолета Советский патент 1993 года по МПК B64C13/18 

Изобретение может быть применено для стабилизации креновых движений крылатых летательных аппаратов, например самолетов.

На фиг.1 изображена функциональная схема предлагаемого устройства; на фиг.2 расположение датчиков давления.

Устройство для стабилизации крена самолета 1 содержит усилитель 2, сумматор 3, рулевую машину 4, элероны 5, датчики давления 6 и 7. установленные на правом крыле, датчики давления 8 и 9, установленные на левом крыле, интегратор 10, блок 11 обратной связи.

Устройство работает следующим образом. Алгебраическая сумма избыточных давлений, измеренных, например, датчиками давления 6 и 7, определяет перепад давления в месте установки датчиков

(Рн - Pj,)qS PqS

где РН и РВ - коэффициенты избыточного давления на нижней и верхней поверхностях рыла;

. Р - коэффициент перепада давления;

q - скоростной напор;

S - площадь мембраны.

Как известно величины Рн, Рв и Р зависит от угла атаки, определяемой суммой внешнего возмущения и собственного, измеренного между вектором скорости и продольной осью. В линейной зоне справедливо соотношение: Р Асг+В где а а п + а w;

А и В - коэффициенты пропорциональности;

а. п - угол атаки между вектором путевой скорости и продольной осью самолета;

а W - приращение угла атаки, обусловленное турбулентными потоками воздуха.

Приращение давления на левой и правой полуплоскости будет включать как собственное возмущенное движение летательного аппарата, так и возмущения, т.е.

ДР- Да п+ ffwB

Этот сигнал поступает с усилителя 2 на вход сумматора 3 и далее на вход рулевой машины 4 и элеронов 5, которые, воздействуя на летательный аппарат 1, возвращают его 8 стабилизированное положение.

9ае. 1