Система управления аэродинамическими поверхностями самолета
Изобретение относится к авиационной технике, к системам транспортной механизации крыла самолета. Целью изобретения является снижение веса и упрощение конструкции системы управления самолета. Поставленная цель достигается тем, что в редукторе винтового подъемника механизации крыла установлена муфта предельного момента, для чего в корпусе 6 редуктора на валу 7 на одном конце выполнен выступ 9 с гранями. Между гранями 9 и корпусом 6 установлены в гребенке хвостовика втулки 11, установленной на валу 7, ролики 21. На втулке 11 выполнен венец конической шестерни 12 и фланец 13 с гнездами 14 для установки шариков 15, поджатых через шайбу 16 пружинами 17. Шайба 16 соединена с валом 7 скользящей шпонкой 23. Коническая шестерня 12 контактирует с конической шестерней 26, которая через полукаpдан 27 соединена с винтом винтового подъемника. 4 ил.
Изобретение относится к авиации, а именно к системам трансмиссий механизации крыла самолета.
Известна система управления закрылками самолета ИЛ-86 (В.Н.Кестельман, А. В.Федоров. Механизмы управления самолетом. М. Машиностроение, 1987, с. 98 103, рис. 3.35 и 3.39), являющаяся прототипом, содержащая систему перемещения закрылка, трансмиссию тормоза трансмиссии, винтовые подъемники, муфты предельного момента в редукторах винтовых подъемников, причем редукторы и подъемники соединены между собой карданом. Недостатком известной конструкции является то, что тормоза трансмиссии являются отдельным механизмом, что увеличивает вес системы и в целом вес самолета. Целью изобретения является упрощение конструкции и снижение веса системы управления аэродинамическими поверхностями самолета. Поставленная цель достигается тем, что в системе управления аэродинамическими поверхностями самолета, содержащей привод, связанный с редуктором с установленной в его корпусе муфтой предельного момента, состоящей из вала, расположенной на нем втулки, на одном конце которой выполнен венец конической шестерни, контактирующей с конической шестерней, установленной на валу, на конце которого выполнен полукардан соединения с винтом винтового подъемника и шайбы с гнездами, контактирующими с шариками, поджатой пружиной, при этом между шайбой с гнездами и валом установлена скользящая шпонка, редуктор снабжен роликами, установленными в прорезях гребенки, выполненной на хвостовике втулки и контактирующими с корпусом редуктора и выступом с гранями, выполненном на одном конце вала и шайбой, закрепленной гайкой на резьбовой части вала и поджатой пружиной, при этом на другом конце втулки выполнен фланец с гнездами по окружности, контактирующими с шариками. В известном техническом решении признаки, сходные с признаками, отличающими заявляемое решение от прототипа, не обнаружены, следовательно, заявляемое техническое решение обладает существенными отличиями. Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 показана схема трансмиссии крыла самолета, на фиг.2 редуктор предложенного винтового подъемника, на фиг.3 сечение по А-А в фиг.2, на фиг.4 сечение по Б-Б в фиг.1. Система управления аэродинамическими поверхностями самолета содержит привод 1, приводящий во вращение через трансмиссии 2 редукторы 3 винтовых подъемников 4, выдвигающие /убирающие/ закрылки 5. Редуктор 3 содержит корпус 6, в котором на подшипниках установлен вал 7 с осевым отверстием, на котором выполнены шлицы 8 для соединения с валами трансмиссии 2. На одном конце вала 7 выполнен выступ 9 с гранями 10, а на другом конце резьба. На вал 7 установлена свободно перемещающаяся вдоль вала 7 втулка 11, на одном конце которой выполнен венец конической шестерни 12 а на втором конце фланец 13 с гнездами 14, равномерно расположенными по окружности фланца, в которых установлены шарики 15, поджатые через шайбу 16 пружины 17, вторые концы которых упираются в шайбу 18. Шайба 18 закреплена на валу гайкой 19. В гребенке 20 хвостовика втулки 11 установлены ролики 21 и сверху на конце гребенки закреплены пружинящие пластинки 22, прижимающие ролики 21 к граням 10 выступа 9 вала 7. Шайба 16 соединена с валом 7 скользящей шпонкой 23, в данном случае шпонка выполнена из шариков. Между корпусом 1 с зазором к роликам 21 установлена втулка 24, которая выполнена из более износоустойчивого материала, чем корпус 6. С венцом конической шестерни 12 взаимодействует установленная в корпусе 6 с помощью обоймы 25 коническая шестерня 26, на конце вала которой выполнен полукардан 27, служащий для соединения через крестовину с полукарданом винта винтового подъемника. Работает система следующим образом. При включении на выпуск /уборку/ закрылков привод 1 вращает трансмиссию 2, которая, в свою очередь, включает редукторы 3. При нормальной работе редукторы 3 передают вращение на винтовые подъемники 4, которые выпускают /убирают/ закрылки 5. При заклинивании одного из винтовых подъемников 4 отсутствует вращение конической пары, при этом из-за разницы в крутящих моментах вала трансмиссии 2 и венца конической шестерни 12 она, приостановившись, действует на шарики 15, выдавливая их из гнезд 14 фланца 13, обжимая при этом пружины 17, а вал 7, поворачиваясь быстрее, чем втулка 11, своими гранями 10 и втулкой 24 защемляет ролики 21, останавливая вращение трансмиссии 2. При этом привод трансмиссии отключается автоматически или по указателю на приборной доске летчиком.Формула изобретения
Система управления аэродинамическими поверхностями самолета, содержащая привод, связанный с редуктором с установленной в его корпусе муфтой предельного момента, состящей из вала, расположенной на нем втулки, на одном конце которой выполнен венец конической шестерни, контактирующей с конической шестерней, установленной на валу, на конце которого выполнен полукардан соединения с винтом винтового подъемника и шайбы с гнездами, контактирующими с шариками, поджатой пружиной, при этом между шайбой с гнездами и валом установлена скользящая шпонка, отличающаяся тем, что, с целью снижения веса и упрощения конструкции системы управления, редуктор снажбжен роликами, установленными в прорезях гребенки, выполненной на хвостовике втулки, и контактирующими с корпусом редуктора и выступом с гранями, выполненном на одном конце вала, и шайбой, закрепленной гайкой на резьбовой части вала и поджатой пружиной, при этом на другом конце другой втулки выполнен фланец с гнездами по окружности, контактирующими с шариками.РИСУНКИ
Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4
Похожие патенты:
Механическая система управления самолетом // 2000250
Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в проводках управления самолетом
Устройство для управления самолетом // 1830844
Изобретение относится к аэродинамическим органам управления самолетом, предназначенным для непосредственного управления боковой силой
Изобретение относится к области авиационной техники, и может быть использовано в приводах отклоняемых поверхностей крыльев летательных аппаратов
Изобретение относится к авиационной технике
Изобретение относится к рборудованию летательных аппаратов, а именно к кон-
Исполнительный механизм рулевого привода // 2265553
Изобретение относится к рулевым приводам аэродинамических поверхностей беспилотных летательных аппаратов
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
Изобретение относится к способу контроля эффективности работы электромеханического привода роторно-линейного типа
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.
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.
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.
Система управления летательным аппаратом // 2544251
Изобретение относится к области управления летательным аппаратом (ЛА) и касается системы основного управления ЛА. Система управления полетом содержит рулевые поверхности и связанные с ними силовые приводы для управления летными функциями крена, рыскания, тангажа и аэродинамического торможения ЛА. Все силовые приводы являются электромеханическими. При этом часть рулевых поверхностей, связанных с электромеханическими силовыми приводами, представляет собой разделенные рулевые поверхности, каждая из которых состоит из независимых поверхностей. Достигается надежность, прочность, простота системы управления полетом. 10 з.п. ф-лы, 24 ил.
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям рулевых приводов летательных аппаратов. Устройство (13) для обнаружения повреждения основного тракта в исполнительном органе управления полетом содержит датчик (15) положения, соединенный с винтом (2) для измерения информации, представляющей его угловое положение, и систему (17) отсоединения, выполненную с возможностью отсоединять датчик (15) положения от винта (2) в случае перемещения тяги (3) относительно винта (2) при повреждении основного тракта (1). Основной тракт (1) имеет полый вращающийся винт (2), вторичный тракт (10), имеющий воспринимающую усилие аварийную тягу (3), проходящую через винт. Исполнительный орган (12) для управления полетом содержит основной тракт (1), вторичный тракт (10), имеющий воспринимающую усилие аварийную тягу (3), проходящую через винт (2), и устройство (13) для обнаружения повреждения основного тракта. Вторичный тракт (10) выполнен с возможностью принятия на себя усилия, оказываемого основным трактом (1), в случае его повреждения. Достигается повышение надежности, снижение зазоров между деталями исполнительного органа. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 5 ил.
