Механическая система управления самолетом

Авторы патента:

Гудков Валерий Викторович

Жуков Евгений Матвеевич

Левитин Игорь Моисеевич

Серов Сергей Николаевич

Тетерин Владимир Дмитриевич

B64C13/28 - механические

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в проводках управления самолетом. Механическая система управления содержит ручку управления, соединенную одной проводкой с элеронами, а другой - с органом управления в канале тангажа. Система снабжена нелинейным механизмом, дополнительной тягой 13. шарнирными опорами и качалками , вторая, третья и четвертая. Качалки совместно с тягой образуют параллелограммный механизм. Первая и вторая качалки соединены с нелинейным механизмом. Изобретение позволяет осуществить плавное всплывание элеронов вверх при перемещении ручки по тангажу на себя пропорционально этому перемещению . Этим достигается снижение аэродинамических нагрузок на крыло. 2 ил.

1Я) В 64 С 13/28

Комитет Российской Федерации по патентам и товарным знакам

Oll ИСАН И Е И ЗОБ РЕТЕ Н ИЯ, - ъвв., „ „,К ПАТЕНТУ (21) 5041138/23 (22) 06.05.92 (46) 07.09.93. Бюл, N 33-36 (76) Гудков В.В., Жуков Е.М., Левитин И,М„

Серов С.Н., Тетерин В.Д, (54) МЕХАНИЧЕСКАЯ СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ (57) Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в проводках управления самолетом. Механическая система управления содержит ручку управления, соединенную одной проводкой с элеронами, а другой вЂ” с органом управлеИзобретение относится к авиационной технике, в частности к системам управления пилотируемыми самолетами, и может быть использована на любом современном самолете с механической проводкой управления дгя снижения аэродинамических нагрузок на крыло.

Известны механические системы уп равления самолетом. содержащие ручку управления, соединенную проводкой с элеронами в канале крена и органами управления в канале танга>ка.

Недостаток подобной системы закл1очается в том, что она не позволяет осуществлять снижение аэродинамических нагрузок, действующих на крыло при выполнении маневров в вергикальной плоскости.

3 Ilia«a снижения аэродинамических нагрузок решается тем, что механическая cuc-il;n3 управления самолетом, содержащая ручку угравления, соединенную проводкой, вь1пол1- снной в виде тяг, качалок, шарнир«,1к опор с элеронами в канале крена и органа1ли управr,åI ия в канале ган1ажа

„., RU „„2000250 С ния в канале тангажа. Система снабжена нелинейным механизмом, дополнительной тягой 13, шарнирными опорами и качалками, вторая, третья и четвертая. Качалки совместно с тягой образуют параллелограммный механизм. Первая и вторая качалки соединены с нелинейным механизмом. Изобретение позволяет осуществить плавное всплывэние элеронов вверх при перемещении ручки по тангажу

"на себя" пропорционально этому перемещению. Этим достигается снижение аэродинамических нагрузок на крыло, 2 ил. снабжена нелинейным механизмом, дополнительной тягой, двумя шарнирными опорами и четырьмя качалкал1и, три из которых совместно с дополнительной тягой образуют параллелограммный механизм, причем первая качалка одним концом закреплена на первой шарнирной опоре, другим концом в.арнирно закреплена в проводке управления между ручкои и органами управления в канале тангажа, а своим коромыслом соединена с входом нелинейного механизма, выход которого подвижно связан с одним концом второй качалки, коромысло ко1орой укреплено на второй шарнирной опоре, а

ДРУГОИ VI>IIÅé C:ËÓ>VÈT LUBPH11P III>L1 ОПОРОЙ ДЛЯ в ршин1,1 третьPé Г-образнои качалки. один конец которой, разрывая проводку управлениsl Måæäó ручкой уf>р3вления и элеронами, подвижно соединен с этой проводк . й. а дру гои конец служит шарнирной опорой основанию четвертой T-образной качалки. чьи

ПЛЕч1 ПОДВИЖНО СОЕДИНЕIlII С ПРОВОДKL11 УПравления. идущей соответственно v. левому и пр3вог > элероном от ручки управления, 2000250

55 вновь замыкая эту проводку, а конец основания Т-образной качалки подвижно подсоединен к концу дополнительной тяги, противоположный конец которой подключен к первому концу второй качалки, образуя параллелограммный механизм.

На фиг. 1 изображена схема системы управления; на фиг. 2 вЂ” зависимость угла отклонения элеронов от работы нелинейного механизма.

Ручка 1 управления связана с проводкой 2 с органом 3 управления в канале тангажа. Ручка 1 также связана проводкой 4 с элеронами 5. Первая качалка 6 установлена на шарнирной опоре 7 и своим коромыслом соединена с нелинейным механизмом 8, Вторая качалка 9 установлена на второй шарнирной опоре 10, где установлена вершина третьей Г-образной качалки 11. Свободный конец качалки 11 служит шарнирной опорой основанию четвертой Tобразной качалки 12, конец которой соединен с дополнительной тягой 13, Плечи качалки 12 соединены с проводкой 14, идущей к элеронам 5.

В качестве нелинейного механизма может быть использован любой из известных по конструкции в настоящее время в авиации нелинейных механизмов вЂ” кулачковый, кулФсный и т,д.

Система работает следующим образом, При перемещении ручки 1 "на себя" проводка 2 вызывает отклонение органа управления по тангажу 3, которое создает угловое ускорение вокр поперечной оси самолета, приводящее к изменению норMBJlbHoA перегрузки hy, и выходу самолета на ее установившееся значение Ьу„„, соответствующее положению ручки по тангажу

Хр„„. Одновременно перемещение, прямо пропорциональное Х „„, возникает на входе нелинейного механизма 8 и преобразуется в нем в соответствии с заложенным законом так, что элементы параллелограммного механизма 9, 12, 13 перемещаются в новое положение (пунктир на схеме) и тяги

14 симметрично отклоняют элероны вверх пропорционально перемещению на выходе блока 8, что приводит к снижению изгибающего момента крыла за счет перераспределения аэродинамической нагрузки по размаху консолей.

Закон пропорционального "всплывания" элеронов, близкий, например, к "волне" синусоиды подобран так, что при перемещениях ручки Х>, соответствующих малым нормальным перегрузкам элероны практически остаются на месте, а по мере увеличения хода Хр до значений, соответст5

50 вующих близким к максимально допустимым нормальным перегрузкам h> происходит интенсивное наращивание угла

"всплывания" электронов с последующей стабилизацией на ходах ручки, соответствующих 0.8 hó ". Такое соотношение между ходом ручки по тангажу и углом отклонения элеронов можно поддерживать, так как исходя из требований к качеству самолета по устойчивости и управляемости, допускается для каждого самолета в зависимости от его места в существующей классификации изменение характеристики Х только в узких заданных пределах для всего диапазона режима эксплуатации, что при необходимости достигается использованием автомата регулирования управления вЂ” АРУ (который должен быть размещен в системе после подключения качалки 6).

Перемещение ручки 1 по крену на величину Хр вызывает смещение проводки 4, поворот качалки 11 вокруг опоры 10 и соответствующее изменение положения качалки 12 и тяги 13 при неподвижности качалки 9, что обуславливает перемещение тяг 14 и соответствующее отклонение элеронов (штрих-пунктирная линия на схеме) по крену вне зависимости от их движения по тангажу.

Таким образом механическая система управления осуществляет "сложение" отклонений электронов для управления самолетом по крену с их симметричным отклонением по тангажу, обеспечивающим снижение аэродинамического изгибающего момента вдоль размаха крыла, при экспериментальных нормальных перегрузках система позволяет осуществить плавное

"всплывание" элеронов при перемещении ручки по тангажу "на себя" пропорционально этому перемещению так, что при достижении нормальных перегрузок, определяющих максимальное нагружение крыла самолета, симметрично отклоненные элероны разгружают крыло, причем устройство проводит "суммирование" отклонений элеронов по крену и тангажу, Данная система снижения аэродинамических нагрузок не требует установки электронных вычислителей и дополнительных приводов, а позволяет решить поставленную задачу с помощью чисто механических устройств, что является ее существенным достоинством.

Формула изобретения

Механическая система управления самолетом, содержащая ручку управл: чия, соединенную проводкой, выполненной в виде тяг, качалок, шарнирных опор, с элеронами в канале крена и органами управлени я

2000250 Риз 2

Составитель А. Левенков

Техред M,Ìoðãåíòàë Корректор А. Мотыль

Редактор А. Бер

Заказ 3061

Тираж Подписное

НПО "Поиск" Роспатента

113035. Москва. Ж-35. Раушская наб„4/5

Производственно-издательский комбинат "Патент", г. Ужгород, ул.Гагарина, 101 канале тангажа, отличающаяся тем, что она снабжена нелинейным механизмом, дополнительной тягой, двумя шарнирными опорами и четырьмя качалками, три иэ которых совместно с дополнительной тягой образуют параллелограммный механизм, причем первая из качалок одним концом закреплена на первой шарнирной опоре, другим концом шарнирно закреплена в проводке управления между ручкой и органами управления в канале тангажа, а своим коромыслом соединена с входом нелинейного механизма, выход которого подвижно связан с одним концом второй качалки, коромысло которой укреплено на второй шарнирной опоре, а другой конец служит шарнирной опорой для вершины третьей

Г-образной качалки, один конец которой, разрывая проводку управления между ручкой управления и элеронами, подвижно со5 единен с этой проводкой, а другой конец служит шарнирной опорой основанию четвертой Т-образной качалки, чьи плечи подвижно соединены с проводкой управления, идущей соответственно с левоt0 му и правому элеронам от ручки управления, вновь замыкая эту проводку, а конец основания Т-образной качалки подвижно подсоединен к концу дополнительной тяги, противоположный конец которой подклю15 чен к первому концу второй качалки, образуя параллелограммный механизм.

Механическая система управления самолетом

Изобретение относится к аэродинамическим органам управления самолетом, предназначенным для непосредственного управления боковой силой

Винтовой редуктор привода механизации крыла летательного аппарата // 1812745

Изобретение относится к области авиационной техники, и может быть использовано в приводах отклоняемых поверхностей крыльев летательных аппаратов

Винтовой редуктор привода механизации крыла летательного аппарата // 1753666

Изобретение относится к авиационной технике

Устройство для изменения предаточного отношения в системе управления летательным аппаратом // 1624896

Устройство для управления взлетно-посадочной механизацией летательного аппарата // 1593096

Устройство изменения передаточного отношения механической проводки управления летательного аппарата // 1485578

Тяга управления летательного аппарата и способ ее изготовления // 1420834

Педали путевого управления летательного аппарата // 1361892

Изобретение относится к рборудованию летательных аппаратов, а именно к кон-

Предкрылок // 1251458

Система загрузки командного рычага управления летательным аппаратом // 1159250

Исполнительный механизм рулевого привода // 2265553

Изобретение относится к рулевым приводам аэродинамических поверхностей беспилотных летательных аппаратов

Устройство для соединения вала датчика с поворотным элементом исполнительного механизма // 2068798

Система управления аэродинамическими поверхностями самолета // 2071440

Изобретение относится к авиационной технике, к системам транспортной механизации крыла самолета

Летательный аппарат по схеме "утка" с флюгирующими рулями с приводом через зону нечувствительности // 2087381

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано при создании пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов, преимущественно для малоразмерных самолетов

Способ контроля эффективности работы электромеханического привода роторно-линейного типа // 2471101

Изобретение относится к способу контроля эффективности работы электромеханического привода роторно-линейного типа

Привод несущей управляющей плоскости летательного аппарата // 2503919

Изобретение относится к космической, ракетной и морской технике и касается раскрытия и автоматической установки в рабочее положение несущей управляющей плоскости летательного аппарата (ЛА). Привод несущей управляющей плоскости ЛА содержит неподвижно установленный корпус, силовой цилиндр, поршень со штоком, кинематически связанный с управляющей плоскостью. Силовой цилиндр установлен в корпусе на подшипниках с возможностью вращения относительно своей продольной оси. Надпоршневая полость камеры силового цилиндра выполнена в виде газовой герметичной и негерметичной полостей, а герметичная полость под поршнем заполнена жидкостью. В негерметичной газовой полости кинематическая связь штока поршня с управляющей плоскостью выполнена в виде качалки, рычага и соединяющих их осей. Оси качалки и рычага установлены на корпусе силового цилиндра. Рычаг жестко соединен с управляющей плоскостью. Отверстие в качалке для установки оси крепления качалки со штоком поршня выполнено в виде прорези. Достигается уменьшение массы и габаритов привода несущей управляющей плоскости ЛА при выполнении им продольного и вращательного движений. 2 ил.

Переключатель основного управления механизацией крыла самолета (варианты), рычаг основного управления механизацией крыла самолета, гашетка командного блока основного управления механизацией крыла, силовой корпус командного блока переключателя основного управления механизацией крыла самолета // 2506201

Группа изобретений относится к устройствам управления системой механизации крыла и касается переключателей, корпусов, рычагов и гашеток. Переключатель основного управления механизацией крыла самолета включает связанные между собой командный и задающий блоки управления. Командный блок содержит двуплечий рычаг, который снабжен рукояткой с гашеткой. Рычаг выполнен с ломаной конфигурацией соединения плеч и установлен в силовом корпусе командного блока на шарнире с центром поворотов в точке пересечения центральных продольных осей плеч рычага. Плечи рычага соединены между собой под углом 120-150° в плоскости поворотов. Соединение командного блока с качалкой задающего блока выполнено посредством тандерной тяги, связывающей свободный конец нижнего плеча рычага со свободным концом качалки через два шарнира вращения. Гашетка содержит корпус, состоящий из двух частей, верхняя из которых выполнена уширенной, конгруэнтно вставляемой в гнездо в рукоятке рычага. Силовой корпус командного блока выполнен в виде сдвоенной коробчатой секторной рамы с клинообразно сужающимися к нижней части боковыми гранями и оснащен двумя криволинейными пластинами. Достигается повышение надежности, улучшение управления, а также повышение безопасности управления при снижении габаритов и веса конструкций. 5 н. и 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Силовой мини-привод петлеобразной формы // 2519612

Изобретение относится к машиностроению и может быть применено в приводах автоматических систем управления летательных аппаратов. Силовой мини-привод петлеобразной формы состоит из одного или нескольких выходных редукторов (10), внутри которых размещены механические передачи, входные звенья которых объединены общим валом (1), соединенным с двигателем (13) через промежуточный редуктор (11). В качестве механической передачи выходных редукторов (10) использован набор параллельно соединенных волновых передач с телами качения (6), многорядного волнообразователя, сепараторов (5) и жестких колес (7). Жесткие колеса (7) выполнены в виде составных частей подвижных цилиндров, являющихся выходными звеньями выходных редукторов. Промежуточный редуктор (11) выполнен в виде волновой передачи с телами качения (20), жесткого колеса (21), которое является составной частью неподвижного цилиндра, а выходным звеном является сепаратор (19), соединенный с общим валом (1). Изобретение позволяет улучшить массогабаритные показатели, повысить КПД и надежность всей системы. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Система повышения управляемости для летательного аппарата // 2520850

Изобретение относится к области авиации. Система повышения управляемости для летательного аппарата с переставным стабилизатором (2) включает средства (16) передачи движения отклонения, которые для каждого положения стабилизатора (2) по углу его установки устанавливают элемент (8) механизации стабилизатора в определенное положение по углу отклонения. Средства (18, 20, 23) передачи движения отклонения состоят из передаточного механизма, включенного между элементом (8) механизации стабилизатора и конструкцией летательного аппарата (1). Изобретение направлено на уменьшение размера стабилизатора. 11 з.п. ф-лы, 9 ил.

Электромеханический линейный привод // 2522646

Изобретение относится к авиастроению и может быть применено в приводах подвижных аэродинамических поверхностей самолета, в частности предкрылков, закрылков, элеронов. Электромеханический линейный привод состоит из корпуса, расположенного внутри него электродвигателя с ротором, соединенным через волновой редуктор с винтом винтового или шарико-винтового механизма. Внутри корпуса с возможностью поступательного движения размещен толкатель, а также стопор. Упомянутый ротор соединен с датчиком его углового положения. Волновой редуктор является одноступенчатым и имеет размещенный на валу ротора волнообразователь, состоящий из двух эксцентриков с противоположно направленными эксцентриситетами с установленными на них подшипниками и рабочими кольцами. В сепараторе, который соединен с корпусом и охватывает волнообразователь, размещены тела вращения, взаимодействующие с рабочими кольцами. Жесткое колесо с внутренней волновой поверхностью охватывает сепаратор и имеет установленный соосно с ротором электродвигателя вал, соединенный с винтом непосредственно или через одну или несколько промежуточных ступеней. Технический результат - уменьшение габаритов и повышение КПД привода. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.