Устройство для контроля угла установки стабилизатора летательного аппарата

Авторы патента:

B64C25/26 - контрольные или блокирующие устройства

Изобретение относится к авиации, в частности к оборудованию системы бортовых измерений. Цель - расширение эксплуатационных возможностей за счет обеспечения возможности контроля угла установки стабилизатора в течение всего полета летательного аппарата. Устройство для контроля угла установки стабилизатора 1 летательного аппарата 4 содержит дополнительную измерительную аппаратуру 5, расположенную в фюзеляже 3 с продольной осью 30, при этом стабилизатор 1 расположен на оси 2, хорда 6 крыла размещена под углом j, а хорда 7 стабилизатора 1 с помощью привода 8 выводится на определенный угол и фиксируется с помощью датчика с кабелем 28, установленного на кронштейне 9 при набегающем потоке со скоростью V. Кроме аппаратуры 5 на летательном аппарате 4 имеется штатная измерительная аппаратура 31 ("черный ящик"). 5 ил.

Изобретение относится к авиации, в частности к оборудованию системы бортовых измерений. Целью изобретения является расширение эксплуатационных возможностей за счет обеспечения возможности контроля угла установки стабилизаторов в течение всего полета летательного аппарата. На фиг.1 изображен общий вид размещения датчиков на летательном аппарате; на фиг.2 узел I на фиг.1; на фиг.3 вид по стрелке А на фиг.2; на фиг.4 узел 2 на фиг.2; на фиг.5 электрическая схема подключения датчиков штатной и контрольно-записывающей аппаратуры. Устройство для контроля угла поворота управляемого стабилизатора 1 (см. фиг. 1,2,5), размещенного на оси 2, расположено в зоне хвостового кока фюзеляжа 3 летательного аппарата 4 и содержит дополнительную измерительную аппаратуру 5 в виде блока контрольно-записывающей аппаратуры, причем хорда крыла 6 размещена под углом (см. фиг.1), а хорда 7 стабилизатора 1 с помощью привода 8 выводится на определенный угол, фиксируемый посредством установленного на кронштейне 9 (см. фиг.2) дополнительного датчика 10 угла отклонения стабилизатора, электрически присоединенного к аппаратуре 5, причем угол поворота будет зафиксирован чувствительным элементом (головкой) 11 этого потенциометрического датчика 10. Кронштейн 9 установлен с зазором Н относительно стабилизатора 1. Кинематическая связь чувствительного элемента (головки) 11 датчика 10 выполнена в виде Z-образного рычага 12, установленного с возможностью фиксированного перемещения в головке 11, а рычаг 12 шарнирно закреплен на одном конце тяги регулируемой длины 13. Другой конец этой тяги 13 шарнирно соединен с одними из концов шарнирных тяг 14 и 15, образуя на шкворне 16 веер. Свободный конец тяги 14 присоединен к шарнирному узлу 17 стабилизатора, а свободный конец тяги 15 шарнирно закреплен на оси индукционных датчиков 18, причем тяга 15 совершает поворот на угол , при отклонении стабилизатора на угол =+. Высота Н₁ стенки 19 рычага 12 с концами 20 и 21 (см. фиг.3,4) превышает регулируемый зазор Н₂ (т.е. Н₁ и Н₂). Конец 21 рычага 12 присоединен фиксатором 22 к тяге 13, причем шкворень 16 имеет регулировочный носик 23 для шарнирного крепления другого конца тяги 13 к тягам 14 и 15 (образуется веер). Кронштейн 9 имеет ребро 24, а также полки 25 и 26, электросоединитель 27 с кабелем 28 для связи датчика 10 с измерительной аппаратурой 5. Ребром 24 и полкой 25 кронштейн 9 закреплен болтами 29 на основании фюзеляжа 3, а под полкой 26 установлен датчик 10, причем верхний край этой полки 26 установлен с зазором Н (см.фиг.2) относительно стабилизатора 1 при его нижнем отклонении положения на угол (изображено это положение штрихпунктирными линиями) и повороте рычага 12 датчика 10 на угол (см. фиг.2 и 4). Летательный аппарат 4 имеет продольную ось 30 фюзеляжа 3. Установка хорды 7 стабилизатора 1 осуществляется относительно этой оси 30, аналогично и хорды крыла 6. Кроме измерительной аппаратуры 5 имеется "черный ящик" штатная измерительная аппаратура 31 сигналов от основных датчиков 18, контроль записи которых и осуществляет датчик 10. На заключительном этапе проводят исследовательские работы по измерению угла установки стабилизатора 1 на наибольшие углы и по абсолютному значению, преимущественно в режиме захода на посадку, когда стабилизатор 1 переставлен вниз на большую величину по сравнению с режимом горизонтального полета. Основные датчики с осями 18 (см.фиг.2,5) имеют корпуса 32, электрически подключенные кабелем 33 к штатной измерительной аппаратуре 31 сигналов 34 от основных датчиков 18, а сигналы 35 от датчика 10 поступают на блок сравнения 36 сигналов и с него на дополнительную измерительную аппаратуру 5. Для обеспечения балансировки летательного аппарата 4 (см.фиг.1) на различные углы атаки в процессе полета включают привод 8 на отклонение хорды 7 стабилизатора 1 относительно продольной оси 30 его установки на фюзеляже 3, либо выше этой оси 30, либо ниже, причем полный диапазон отклонения составляет угол (см.фиг.2). На самолете Ил-96-300 этот угол: =+=(+2^о)+(-12^о)=14^о. В процессе углового перемещения хорды 7 стабилизатора 1 на оси 2 происходит перемещение узла 17 с тягой 14, конец которой шарнирно закреплен на шкворне 16 совместно с тягами 13 и 15 основных датчиков 18 штатной аппаратуры 31, причем благодаря шарнирному закреплению тяги 15 на осях основных датчиков 18 штатной аппаратуры 31, причем благодаря шарнирному закреплению тяги 15 на осях основных датчиков 18 ее конец со шкворнем 16 движется по траектории окружности, увлекая за собой на носике 23 тягу 13 и присоединенный фиксатором 22 к этой тяге 13 рычаг 12 (его конец 21) датчика 10 (происходит одновременное перемещение). Угловое перемещение рычага 12 (его конца 20) обеспечивает угловой поворот (угол фиг.1,4) чувствительного элемента 11 дополнительного датчика 10, который вырабатывает пропорциональный электрический сигнал, передаваемый через электросоединитель 27 с кабелем 28 на контрольно-записывающую регистрирующую аппаратуру 5 в фюзеляже 3 летательного аппарата.

Формула изобретения

УСТРОЙСТВО ДЛЯ КОНТРОЛЯ УГЛА УСТАНОВКИ СТАБИЛИЗАТОРА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, содержащее установленную на летательном аппарате штатную измерительную систему с основным датчиком угла отклонения стабилизатора, отличающееся тем, что, с целью расширения эксплуатационных возможностей за счет обеспечения возможности контроля угла установки стабилизатора в течение всего полета летательного аппарата, оно снабжено дополнительным датчиком угла отклонения стабилизатора, установленным с помощью кронштейна на фюзеляже летательного аппарата и кинематически связанным с основным датчиком, и дополнительной измерительной аппаратурой, установленной на фюзеляже летательного аппарата и электрически связанной с дополнительным датчиком.

РИСУНКИ

Рисунок 1

MM4A Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе

Дата прекращения действия патента: 03.12.1994

Номер и год публикации бюллетеня: 29-2001

Извещение опубликовано: 20.10.2001

Способ измерения перемещений при разбеге-пробеге летательного аппарата // 1807655

Изобретение относится к авиации, в частности к способам работы на оборудовании бортовой контрольно-записывающей аппаратуры

Устройство для измерения числа оборотов колес стоек шасси // 1775985

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к оборудованию для измерения числа оборотов колес стойки шасси

Устройство для измерения числа оборотов колес стоек шасси // 1672714

Устройство для измерения перемещений элементов опоры шасси летательного аппарата // 1431243

Устройство для стопорения штока амортизатора опоры шасси самолета // 1412184

Устройство для контроля положения шасси самолета // 993571

Механизм управления выпуском шасси летательного аппарата // 2122964

Изобретение относится к авиации и касается систем управления выпуском шасси летательного аппарата

Устройство стопорения подвижного элемента летательного аппарата // 2434786

Шасси летательного аппарата с разблокировкой средства стабилизации складывающегося подкоса // 2453471

Изобретение относится к взлетно-посадочным шасси летательного аппарата и касается разблокировки средства стабилизации складывающегося подкоса шасси

Индикатор нагрузки // 2478921

Изобретение относится к индикаторам нагрузки и касается индикации жесткой посадки самолета и воздействующих на самолет буксировочных усилий, превышающих допустимые

Устройство разблокировки шасси в выпущенном положении и шасси, оснащенное таким устройством // 2523366

Изобретение относится к устройству для привода и блокировки шасси со складывающимся подкосом. Шасси летательного аппарата (ЛА) содержит стойку, шарнирно установленную на ЛА с возможностью поворота вокруг оси уборки. Стойка стабилизируема в выпущенном положении посредством подкоса, содержащего две шарнирно соединенных между собой соединительных тяги, и удерживаема в выровненном положении стабилизирующим элементом, содержащим два шарнирно соединенных между собой звена. Одно из звеньев шарнирно соединено с подкосом, а второе звено шарнирно соединено со стойкой шасси или с ЛА. Звенья удерживаются в своем выровненном и заблокированном положении. Шасси также содержит устройство разблокировки. Устройство разблокировки содержит вращательный привод, коленчатый рычаг, рычаг, шарнирно установленный на конце коленчатого рычага, и содержащий уступ, шип, возвратное устройство, прижимающее рычаг к шипу. Ось привода параллельна шарнирной оси звеньев стабилизирующего элемента. Коленчатый рычаг соединен с валом вращательного привода. Шип жестко закреплен на одном из звеньев стабилизирующего элемента и выступает из этого звена. Коленчатый рычаг выполнен с возможностью перемещения из первого углового положения, в котором шип контактирует с рычагом, находясь напротив уступа, когда звенья находятся в выровненном положении, во второе угловое положение, которое коленчатый рычаг принимает, когда уступ рычага отталкивает шип, выводя звенья стабилизирующего элемента из выровненного положения. Достигается простота и надежность устройства разблокировки, использующего для своей работы простой электрический приводной механизм. 3 з.п. ф-лы, 17 ил.

Способ контроля состояния конструкции летательного аппарата и устройство для его осуществления // 2549601

Изобретение относится к измерительным системам, а именно к средствам контроля состояния конструкции и шасси летательного аппарата, и может быть использовано в различных транспортных средствах. Согласно способу контроля состояния конструкции летательного аппарата измеряют во время взлета и посадки летательного аппарата число оборотов колес основных стоек шасси, определяют пробег каждой шины колеса шасси летательного аппарата за период текущей взлет-посадки, суммируют данный пробег с уже имеющимся, определяют пробег каждой шины с начала эксплуатации, фиксируют текущую взлет-посадку, суммируют последнюю взлет-посадку каждой шины с уже имеющимися, определяют для каждой шины количество взлетов-посадок с начала эксплуатации, записывают информацию о количестве взлетов-посадок для каждой шины и ее пробег с начала эксплуатации в бортовой накопитель информации. При превышении количества взлетов-посадок и (или) пробега какой-либо из шин заданных величин осуществляют информирование об этом экипажа (оператора) летательного аппарата. В устройстве для осуществления способа колеса основных стоек шасси летательного аппарата оснащены датчиками числа оборотов, выходы которых соединены через вторую группу входов третьего элемента И, первый блок усилителей, первый блок аналого-цифровых преобразователей, первый блок формирователей импульсов и первый блок счетчиков с шестой группой входов устройства сбора информации. В результате повышается качество мониторинга технического состояния шин шасси летательного аппарата на этапах движения по аэродрому, взлета и посадки. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Система обеспечения плавучести // 2586769

Изобретение относится к области авиации, в частности к аварийным системам для обеспечения положительной плавучести летательного аппарата (15) для удерживания его на плаву на поверхности водоема (16) после крушения, вынужденной посадки или выполнения посадки в водоем (16). Система обеспечения плавучести летательного аппарат (14) включает, по меньшей мере, один надувной корпус (1), который в надутом состоянии повышает плавучесть летательного аппарата (14), и систему генерации газа (4) для надувания, по меньшей мере, одного надувного корпуса (1). Система обеспечения плавучести летательного аппарата (14) также включает датчик и систему активации (3) для активирования системы генерации газа (4). После активации датчика и системы активации (3) система генерации газа (4) вызывает протекание газа к, по меньшей мере, одному надувному корпусу (1), вызывающее всплытие и пребывание на поверхности водоема в вертикальном положении летательного аппарата (15). Обеспечивается безопасная эвакуация людей и вооружений после аварийной посадки на воду. 5 н. и 34 з.п. ф-лы, 20 ил.

Способ и устройство контроля выпуска и уборки шасси самолёта // 2588357

Изобретение относится к авиации и касается средств контроля выпуска и уборки шасси самолета. Во время контроля выпуска и уборки шасси самолета осуществляют контроль открытия и закрытия створки ниши шасси, шарнирно скрепленной с фюзеляжем, осуществляют контроль срабатывания датчиков открытого и закрытого положений створки. При этом в процессе выпуска и уборки шасси дополнительно осуществляют оперативный контроль перемещения створки ниши шасси в процессе ее закрытия по изменению величины сигнала датчика приближения створки к закрытому положению. Датчик приближения створки ниши шасси к закрытому положению выполнен и установлен с возможностью выдачи сигналов о промежуточных положениях створки в процессе ее перемещения. Достигается повышение безопасности эксплуатации самолета. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 13 ил.