Устройство и способ приведения в движение поворотных элементов

Группа изобретений относится к технике управления регулируемыми поверхностями самолетов. Раскрыты устройства и способ приведения в движение поворотных элементов. В одном варианте выполнения узел для приведения в движение поворотного элемента содержит удлиняемый исполнительный механизм, имеющий первый конец и второй конец, и приводной элемент, имеющий первую часть, соединенную с возможностью поворота с первым концом исполнительного механизма, и вторую часть, соединенную без возможности прокручивания с поворотным элементом. Вторая часть приводного элемента расположена на расстоянии от первой части. Приводной элемент дополнительно включает третью часть, расположенную на расстоянии от первой и второй частей с нелинейной ориентацией. Узел дополнительно содержит реактивное звено, имеющее крепежный конец, соединенный с возможностью поворота с вторым концом удлиняемого исполнительного механизма, и приводной конец, соединенный с возможностью поворота с третьей частью приводного элемента. Группа изобретений позволяет улучшить использование пространства внутри самолета. 5 н. и 21 з.п. ф-лы, 10 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Данное изобретение относится к устройству и способу приведения в движение поворотных элементов и, в частности, для приведения в движение поверхностей управления самолета.

Уровень техники

Многие существующие коммерческие и военные самолеты включают герметизированный фюзеляж, узел крыла, расположенный в направлении средней части фюзеляжа, и хвостовой узел, расположенный за узлом крыла. Хвостовой узел обычно включает горизонтальные поверхности управления, которые обеспечивают управление по тангажу, и вертикальные поверхности управления, которые обеспечивают управление по курсу. Хвостовой узел может быть установлен на негерметизированном хвостовом оперении, прикрепленном к задней части фюзеляжа. В качестве альтернативного решения некоторые самолеты снабжены передним оперением, которое установлено на фюзеляже в местах расположения перед узлом крыла и которое обеспечивает желаемую стабильность и управление по тангажу. Независимо от расположения поверхностей управления самолета многие существующие поверхности управления (по тангажу и курсу) можно приводить в действие посредством поворота поворотного элемента (например, приводного вала). Обычно поворот поворотного элемента приводит к соответствующему отклонению или повороту поверхности управления, что обеспечивает желаемое управление по тангажу или курсу.

На фиг.1 показан на виде сбоку обычный исполнительный узел 20 для приведения в действие поворотной поверхности 22 управления. Исполнительный узел 20 включает удлиняемый в продольном направлении исполнительный механизм 24, который выполнен с возможностью удлинения в первом направлении 26 и с возможностью отвода во втором направлении 28. Исполнительный механизм 24 имеет первый конец 30, соединенный с возможностью поворота в первой точке А с первым концом 32 приводного рычага 34. Второй конец 36 приводного рычага 34 соединен без возможности прокручивания (например, жестко) с приводным валом 38 (показан на виде с торца на фиг.1) во второй точке В. Приводной вал 38 в свою очередь соединен с поверхностью 22 управления.

Как показано на фиг.1, второй конец 40 исполнительного механизма 24 соединен с возможностью поворота в третьей точке С с первым концом навесного звена 42. Второй конец 46 навесного звена 42 соединен с возможностью поворота в точке G основания с относительно неподвижной опорой 48 (например, рамой самолета). Исполнительный механизм 20 дополнительно содержит реактивное звено 50, имеющее первый конец 52, соединенный с возможностью поворота со второй точкой В, и второй конец 54, соединенный с возможностью поворота с третьей точкой С. В качестве альтернативного решения для применений, требующих повышенного крутящего момента, приводной рычаг 34 может проходить за вторую точку В, а реактивное звено 50' может быть соединено с возможностью поворота со вторым концом 36' удлиненного приводного рычага 34' в альтернативной точке В'.

При работе, когда исполнительный механизм 24 удлиняется в первом направлении 26, на приводной рычаг 34 действует сила, которая в соединении с соответствующей силой в реактивном звене 50 приводит к повороту приводного вала 38, за счет чего поворачивается поверхность 22 управления в первом направлении 52 вращения. Аналогичным образом, когда исполнительный механизм 24 отводится во втором направлении 28, комбинация сил в приводном рычаге 34 и реактивном звене 50 приводит к повороту приводного рычага 38 и тем самым поверхности 22 управления во втором направлении 54 вращения. Поскольку второй конец навесного звена 42 соединен с возможностью поворота в точке G основания, то третья точка С может выполнять поступательные движения в первом и втором направлениях 26, 28 во время приведения в действие исполнительного механизма 24. Таким образом, исполнительные нагрузки, создаваемые исполнительным механизмом 24, замыкаются на локальную структуру через реактивное звено 50, которое обычно соединено со второй точкой В или с альтернативной точкой В', то есть колинеарно с первой и второй точками А и В поворота. Аналогичным образом, скручивающим нагрузкам оказывает сопротивление навесное звено 42. Исполнительный узел 20, показанный на фиг.1, является кинематическим соединительным узлом, широко известным как “качалка”.

Хотя желаемые результаты достигались с использованием обычного исполнительного механизма 20, продолжающийся прогресс в технике самолетостроения ставит повышенные требования к таким узлам. Например, в некоторых усовершенствованных конфигурациях самолетов, в частности, в разработанных для трансзвуковых и сверхзвуковых условий полета, может быть желательным обеспечить относительно большие поверхности переднего оперения для оптимального управления по тангажу, при одновременном уменьшении размера поперечного сечения фюзеляжа самолета для минимизации лобового сопротивления. Эти факторы могут приводить к увеличению требований к нагрузке на исполнительный узел при одновременном повышении требований к более эффективному использованию пространства внутри самолета. Таким образом, имеется не удовлетворенная потребность в создании исполнительных узлов, которые более полно удовлетворяют противоречивым требованиям, предъявляемым непрерывным прогрессом в технике самолетостроения.

Раскрытие изобретения

Данное изобретение направлено на создание устройства и способов приведения в движение поворотных элементов. Устройство и способы, согласно данному изобретению, могут предпочтительно уменьшать величину пространства, занимаемого таким устройством, по сравнению с уровнем техники. При использовании в самолете, устройство и способы, раскрываемые здесь, могут обеспечивать улучшенное использование пространства внутри самолета.

В одном варианте выполнения узел для приведения в движение поворотных элементов включает удлиняемый исполнительный механизм, имеющий первый конец и второй конец, и приводной элемент, имеющий первую часть, соединенную с возможностью поворота со вторым концом, и вторую часть, соединенную без возможности прокручивания с поворотным элементом. Вторая часть приводного элемента расположена на расстоянии от первой части. Приводной элемент дополнительно содержит третью часть, расположенную на расстоянии от первой и второй частей с нелинейной ориентацией. Узел дополнительно содержит реактивное звено, имеющее крепежный конец, соединенный с возможностью поворота с первым концом удлиняемого исполнительного механизма, и приводной конец, соединенный с возможностью поворота с третьей частью приводного элемента.

Краткое описание чертежей

Ниже приводится описание предпочтительных и альтернативных вариантов выполнения данного изобретения со ссылками на чертежи, на которых изображено:

фиг.1 - исполнительный узел, собранный согласно уровню техники, на виде сбоку;

фиг.2 - исполнительный узел, согласно одному варианту выполнения изобретения, на виде сбоку;

фиг.3 - самолет, имеющий узел переднего оперения, согласно одному варианту выполнения изобретения, в изометрической проекции;

фиг.4 - разрез по существу по линии 2-2 на фиг.3 части самолета, в увеличенном масштабе;

фиг.5 - частичный разрез узла переднего оперения самолета, согласно фиг.3, в изометрической проекции на виде сверху;

фиг.6 - исполнительный узел узла крыла по схеме “утка”, согласно фиг.5, в изометрической проекции в увеличенном масштабе;

фиг.7 - исполнительный узел, показанный на фиг.6, согласно одному варианту выполнения изобретения, в изометрической проекции в увеличенном масштабе;

фиг.8 - исполнительный узел, показанный на фиг.6, согласно альтернативному варианту выполнения изобретения, в изометрической проекции в увеличенном масштабе;

фиг.9 - разрез по существу по линии 4-4 на фиг.5 части соединительной части, на виде сбоку в увеличенном масштабе; и

фиг.10 - частичный разрез узла переднего оперения самолета, согласно альтернативному варианту выполнения изобретения, в изометрической проекции в увеличенном масштабе.

Осуществление изобретения

Данное изобретение относится к устройству и способам приведения в движение поворотных элементов. Многие специальные детали определенных вариантов выполнения изобретения приведены в последующем описании и показаны на фиг.2-10 для обеспечения таких вариантов выполнения. Однако для специалистов в данной области техники понятно, что данное изобретение может иметь дополнительные варианты выполнения, или что данное изобретение может быть реализовано на практике без некоторых деталей, приведенных в последующем описании.

На фиг.2 показан на виде сбоку исполнительный узел 60, согласно одному варианту выполнения изобретения. Понятно, что исполнительный блок 60 может включать много одинаковых компонентов с исполнительным узлом 20, согласно уровню техники, показанным на фиг.1. Однако в варианте выполнения исполнительного узла 60, согласно изобретению, точка D поворота между первым концом 92 реактивного звена 90 и приводным элементом 74 не является колинейной с линией между точками А-В, как будет более подробно описано ниже.

Как показано на фиг.2, исполнительный узел 60 включает удлиняемый в продольном направлении исполнительный механизм 24, который выполнен с возможностью удлинения в первом направлении 26 и отвода назад во втором направлении 28. Исполнительный механизм 24 имеет первый конец 30, соединенный с возможностью поворота в первой точке А с первой частью 72 приводного элемента 74. Как дополнительно показано на фиг.2, приводной элемент 74 включает вторую часть 76, которая соединена без возможности прокручивания (например, жестко) с приводньм валом 38 (показан на виде с торца на фиг.2) во второй точке В. Приводной вал 38 соединен в свою очередь с поверхностью 22 управления. Кроме того, второй конец исполнительного механизма 24 соединен с возможностью поворота в третьей точке С с первым концом 44 навесного звена 42, а второй конец 46 навесного звена 42 соединен с возможностью поворота в точке G основания с относительно неподвижной опорой 48. Исполнительный узел 60 дополнительно содержит реактивное звено 90, имеющее первый конец, соединенный с возможностью поворота с третьей частью 78 приводного элемента 74 в четвертой точке D. Второй конец 94 реактивного звена 90 соединен с возможностью поворота с третьей точкой С.

В показанном на фиг.2 варианте выполнения приводной элемент 74 является элементом приблизительно треугольной формы, таким как имеющая приблизительно треугольную форму пластина. В альтернативных вариантах выполнения приводной элемент 74 может быть элементом в виде рамы или любой другой имеющей походящую форму пластиной или элементом. Однако следует отметить, что третья часть 78 приводного элемента 74 не находится на одной линии (колинарно) с первой и второй частями 72, 76. Другими словами, в отличие от исполнительного узла 20 (см. фиг.1), согласно уровню техники, линия, проходящая через первую точку А и вторую точку В, не проходит через четвертую точку D. Как показано на фиг.2 на виде сбоку, первая, вторая и четвертая точки А, В и D имеют треугольную ориентацию (т.е. нелинейную). Таким образом, приводной элемент 74 может иметь практически любую желаемую форму, обеспечивающую расположение первой, второй и третьей точек А, В и D с нелинейной ориентацией.

Понятно, что исполнительный механизм 24 может быть любым типом исполнительного механизма, выполненного с возможностью удлинения в продольном направлении. Например, исполнительный механизм 24 может быть гидравлическим исполнительным механизмом, электрическим исполнительным механизмом, пневматическим исполнительным механизмом, исполнительным механизмом с механическим приводом, или фактически любым другим типом исполнительного механизма. Кроме того, исполнительный механизм 24 должен быть расположен так, чтобы ось 25 исполнительного механизма не пересекалась с продольной осью приводного вала 38 (проходящего перпендикулярно плоскости листа на фиг.2), так что удлинение исполнительного механизма 24 вдоль оси 25 исполнительного механизма может создавать усилие, которое поворачивает приводной вал 38.

Кроме того, в альтернативных вариантах выполнения различные компоненты исполнительного узла 20 могут лежать приблизительно в одной плоскости, или один или несколько компонентов могут быть смещены в боковом направлении относительно других компонентов с образованием различных не плоских систем. Например, приводной элемент 74 может быть приблизительно в одной плоскости с удлиняемым исполнительным механизмом, но сдвинутым в боковом направлении относительно реактивного звена 90, так что в этом случае третья и четвертая точки С и D, показанные на фиг.2, могут представлять вид с торца валов или других соединительных элементов. В качестве альтернативного решения приводной элемент 74 может быть приблизительно в одной плоскости с реактивным звеном 90, но сдвинутым в боковом направлении относительно исполнительного механизма 24, так что в этом случае первая и третья точки А и С могут представлять вид с торца валов или других соединительных элементов. В другом варианте выполнения приводной элемент 74 может быть сдвинут в боковом направлении относительно как реактивного звена 90, так и исполнительного механизма 24, так что в этом случае первая и четвертая точки А и D могут быть видами с торца валов. Естественно, что в еще одном варианте выполнения приводной элемент 74, реактивное звено 90 и исполнительный механизм 24 могут находиться все приблизительно в одной плоскости.

Во время работы, когда исполнительный механизм 24 удлиняется в первом направлении 26, на приводной элемент 74 воздействует сила, которая комбинируется с соответствующей (или противоположной или уравновешивающей) силой в реактивном звене 90, что приводит к повороту приводного вала 38 (и поверхности 22 управления) в первом направлении 52 поворота. При повороте приводного вала 38 в первом направлении 52 поворота четвертая точка D (т.е. точка поворота между реактивным звеном 90 и приводным элементом 74) также поворачивается в третьем направлении 92 поворота. Аналогичным образом, когда исполнительный механизм 24 отводится обратно во втором направлении 28, то комбинация сил в приводном элементе 74 и реактивном звене 90 приводит к повороту приводного вала 38 (и поверхности 22 управления) во втором направлении 54 поворота. При повороте приводного вала 38 во втором направлении 54 поворота четвертая точка D одновременно поворачивается в четвертом направлении 94 поворота. Как указывалось выше, третья точка С может перемещаться в первом и втором направлениях 26, 28 во время приведения в действие исполнительного механизма 24, поскольку второй конец 46 навесного звена 42 соединен с возможностью поворота в точке G основания.

Исполнительный узел 60 может обеспечивать преимущества по сравнению с исполнительным узлом 20, согласно уровню техники (см. фиг.1). Например, поскольку точка поворота между реактивным звеном 90 и приводным элементом 74 (т.е. четвертая точка D) не совпадает с точкой поворота между приводным элементом 74 и приводным валом 38 (т.е. второй точкой В), то исполнительный узел 60 может создавать улучшенный крутящий момент по сравнению с исполнительным узлом 20, согласно уровню техники. Аналогичным образом, исполнительный узел 60 может предпочтительно занимать меньше пространства, чем исполнительный узел 20, согласно уровню техники, в частности, когда исполнительный узел, согласно уровню техники, включает удлиненный приводной рычаг 34', имеющий второй конец 36', который проходит за приводной вал 38 (см. фиг.1) и соединяется с возможностью поворота с удлиненным реактивным звеном 50' в точке В' поворота, которая не совпадает с приводным валом 38. Таким образом, исполнительный узел 60, согласно изобретению, может обеспечивать улучшенное использование пространства, такого как, например, во внутренней части самолета.

Одним из возможных путей реализации исполнительного узла 60, согласно изобретению, является его применение в самолете, имеющем расположенные впереди или по схеме “утка” поверхности управления. Например, на фиг.3 показан в изометрической проекции самолет 100, который включает узел 120 переднего оперения, согласно одному варианту выполнения изобретения. Узел 120 переднего оперения прикреплен к фюзеляжу 110 самолета 100 перед установленным сзади крылом 101. Как показано на фиг.3, самолет 100 включает силовые установки 102, интегрированные в крыло 101, наклонные хвостовые оперения 103, расположенные, по меньшей мере, вблизи силовых установок 102 для обеспечения устойчивости и управления по курсу. Задний корпус 104 расположен между силовыми установками 102 и включает поверхности 105 управления по тангажу, которые совместно с узлом 120 переднего оперения обеспечивают устойчивость и управление по тангажу для самолета 100.

Понятно, что самолет 100, показанный на фиг.3, является лишь примером самолета, который может быть снабжен исполнительными узлами, согласно изобретению. Раскрываемые здесь устройство и способы, согласно изобретению, можно также использовать для приведения в действие поверхностей управления в широком спектре других типов самолетов, включая, например, обычный коммерческий пассажирский самолет, такой как модели 737, 747, 757, 767 и 777 фирмы The Boeing Company. Кроме того, устройство и способы, согласно изобретению, можно также применять в ракетах, беспилотных аппаратах, вертолетах и различных военных самолетах, включая, например, описанные в “Иллюстрированной энциклопедии военных самолетов” Энцо Ангелуччи, опубликованной в сентябре 2001 издательством Book Sales Publishers.

На фиг.4 показан в увеличенном масштабе разрез части самолета 100 по существу по линии 2-2 на фиг.3. Как показано на фиг.2, фюзеляж 110 может содержать герметизированный салон 111, имеющий пассажирские кресла 112, один или более проходов 114 между рядами кресел, кухни и другие признаки, типичные для пассажирского салона пассажирского самолета. В качестве альтернативного решения средства размещения пассажиров могут отсутствовать, а салон 111 может быть негерметизированным. Фюзеляж 110 может дополнительно содержать корпус 113 для переднего оперения (герметизированный или негерметизированный), расположенный над пассажирским салоном 111. В этом варианте выполнения потолок 115 расположен между герметизированным салоном 111 и корпусом 113 для переднего оперения. Как будет описано более подробно ниже, корпус 113 может иметь размеры и расположен для опоры с возможностью вращения узла 120 переднего оперения при сохранении предпочтительно большого объема пассажирского салона 111.

Как показано на фиг.4, узел 120 переднего оперения содержит две аэродинамические части 130 (показанные как левая аэродинамическая часть 130а и правая аэродинамическая часть 130b). Каждая аэродинамическая часть 130 может содержать первую или верхнюю поверхность 131а и вторую или нижнюю поверхность 130b. Аэродинамические части 130 могут быть соединены с соединительной частью 140 (такой как вал), который проходит между аэродинамическими частями 130 через корпус 113 переднего оперения. В соответствии с этим аэродинамические части 130 проходят снаружи фюзеляжа 110, а соединительная часть 140 проходит внутри фюзеляжа 110. Зона 121 сопряжения узла 120 переднего оперения может находиться на одной линии с наружной стенкой фюзеляжа 110, между наружными частями и внутренними частями узла 120 переднего оперения.

В этом варианте выполнения узла 120 переднего оперения соединительная часть 140 содержит две крепежные части 141 (показанные как левая крепежная часть 141а и правая крепежная часть 141b). Крепежные части 141 прикрепляют соединительную часть 140 к фюзеляжу 110 с одновременным обеспечением движения соединительной части 140 и аэродинамических частей 130 относительно фюзеляжа 110. Например, в одном варианте выполнения соединительная часть 140 и аэродинамические части 130 могут поворачиваться в виде блока вокруг оси вращения 146, как показано стрелками R. В соответствии с этим соединительная часть 140 может быть соединена с исполнительным узлом 160 для активного поворота вокруг оси 146 поворота. Согласно частному варианту выполнения изобретения ось 146 поворота может проходить через зону 121 сопряжения и через площадь 143 минимального поперечного сечения соединительной части 140. Согласно другому аспекту этого варианта выполнения соединительная часть 140 может включать промежуточную зону 142, расположенную между крепежной частью 141 непосредственно вдоль оси 146 поворота, или, в качестве альтернативного решения, промежуточная зона 142 может быть сдвинута вертикально от оси 146 поворота, как показано, например, на фиг.4. Согласно другому аспекту этого варианта выполнения промежуточная зона 142 может иметь площадь поперечного сечения, которая равна или больше площади 143 минимального поперечного сечения. Как будет более подробно описано ниже, указанные выше признаки могут уменьшить влияние аэродинамических частей 130 и связанных с ними исполнительных систем на объем герметизированного салона 111.

На фиг.5 показана в частичном разрезе в изометрической проекции на виде сверху в увеличенном масштабе часть самолета 100, согласно фиг.3. Как показано на фиг.5, аэродинамические части 130 узла 120 переднего оперения содержат каждая центральную часть 133, переднюю кромку 132 впереди центральной части 133, устройство 134 задней кромки (например, руль высоты) позади центральной части 133, и наружный концевой обтекатель 135. Согласно одному аспекту этого варианта выполнения устройство 134 задней кромки может быть выполнено с возможностью перемещения относительно центральной части 133, например, с целью обеспечения регулирования балансировки для аэродинамической части 130. В соответствии с этим устройство 134 задней кромки может быть соединено с исполнительным механизмом (не изображен на фиг.5), расположенным в центральной части 133, в то время как центральная часть обеспечивает управление по тангажу. В результате, центральную часть 133 можно приводить в действие с большей скоростью, чем устройство 134 задней кромки. Это отличается от некоторых обычных, установленных сзади систем хвостового оперения, в которых движущееся (и медленно движущееся) все хвостовое оперение обеспечивает регулирование балансировки, а быстро движущийся подъемник задней кромки обеспечивает управление тангажем. В других вариантах выполнения задняя кромка может быть неподвижной относительно центральной части 133. В других вариантах выполнения передняя кромка 132 может быть выполнена с возможностью движения относительно центральной части 133.

Как показано дополнительно на фиг.5, аэродинамические части 130 могут содержать продольные лонжероны 136 и/или поперечные стрингеры 137, расположенные для увеличения жесткости и целостности конструкции. Согласно частному аспекту этого варианта выполнения стрингеры 137 центральной части 133 могут сходиться по мере прохождения в направлении фюзеляжа 110. Согласно другому аспекту этого варианта выполнения стрингеры 137 могут быть соединены в единое целое с соединительной частью 140 для обеспечения сильной структурной связи между соединительной частью 140 и аэродинамическими частями 130. В альтернативных вариантах выполнения аэродинамические части 130 могут иметь другие структурные системы, такие как конструкция с ламинированным сердечником.

В варианте выполнения, показанном на фиг.5, соединительная часть 140 узла 120 переднего оперения имеет свою зону 143 минимального поперечного сечения, расположенную вблизи зоны 121 сопряжения между частью узла 120 переднего оперения снаружи фюзеляжа 110 и частью узла 120 переднего оперения внутри фюзеляжа 110. Зона 143 минимального поперечного сечения может иметь ширину W (например, в направлении хорды), которая является относительно небольшой по сравнению с максимальной длиной С хорды аэродинамической части 130. Например, согласно одному аспекту этого варианта выполнения ширина W может иметь величину, лежащую в диапазоне от около 5% до около 15% максимальной длины С хорды. Согласно частному варианту выполнения ширина W может иметь величину, равную около 7% максимальной длины С хорды. Ось 146 поворота может проходить через зону 143 минимального поперечного сечения. В соответствии с этим максимальный ход любой точки на соединительной части 140 относительно ее нейтрального положения является относительно небольшим, даже когда аэродинамические части 130 поворачиваются на относительно большие углы отклонения.

Кроме того, в одном примере выполнения аэродинамические части 130 могут поворачиваться на общий угол отклонения около 40 относительно нейтрального положения. Согласно частному аспекту этого варианта выполнения полный угол отклонения может включать около 15 хода вверх (например, при отклонении передней кромки 132 вверх относительно ее нейтрального положения на 15°) и около 25° отклонения вниз (например, при отклонении передней кромки 132 вниз из ее нейтрального положения на 25). В других вариантах выполнения аэродинамические части 130 могут поворачиваться внутри других угловых диапазонов и/или угловых диапазонов, которые могут иметь другие отклонения вверх и/или вниз. В любом из этих вариантов выполнения влияние этих отклонений на полезный объем герметизированного салона 111 может быть относительно небольшим, поскольку, например, (а) соединительная часть 140 имеет относительно небольшую площадь поперечного сечения относительно максимальной длины хорды аэродинамических частей 130 и (b) ось 146 поворота проходит через зону 121 сопряжения и зону 143 минимального поперечного сечения.

В одном варианте выполнения самолета 110 крепежные части 141 (см. фиг.5) содержат каждая подшипник 144, расположенный с возможностью поворотного движения соединительной части 140. Каждый подшипник 144 содержит дуговую первую опорную поверхность 145а, подвешенную к соединительной части 140 и находящуюся в контакте со второй дуговой опорной поверхностью 145b, подвешенной к фюзеляжу 110. Подшипник 144 может содержать, например, шариковую опорную систему, роликовую опорную систему или любую другую подходящую опорную систему. Подшипник 144 обеспечивает поворотное движение соединительной части 140 и аэродинамических частей 130 относительно фюзеляжа 110.

На фиг.6 частично показан в увеличенном масштабе в изометрической проекции исполнительный узел 160 узла 120 переднего оперения, показанного на фиг.5. Исполнительный узел 160, частично показанный на фиг.5 и 6, может быть исполнительным узлом 160, согласно изобретению, таким как исполнительный узел 60, описание которого приведено выше со ссылками на фиг.2. В качестве альтернативного решения исполнительный узел 160 может иметь один или более компонентов, которые сдвинуты в боковом направлении относительно других компонентов. Например, на фиг.7 частично показан в увеличенном масштабе в изометрической проекции исполнительный узел 160а, показанный на фиг.6, согласно одному варианту выполнения изобретения. Исполнительный узел 160а содержит исполнительный механизм 159, имеющий вращающийся электродвигатель 161, соединенный с шариковым ходовым винтом 162. Шариковый ходовой винт 162 может входить в зацепление с соответствующей шариковой гайкой 163, которая может быть соединена с первой частью 172 приводного элемента 174. Аналогичным образом вторая часть 176 приводного элемента 174 может быть соединена без возможности прокручивания (например, жестко соединена) с частью 140а приводного вала соединительной части 140. Исполнительный механизм 159 расположен так, что ось 153 исполнительного механизма не пересекается с продольной осью 151 части 140а приводного вала соединительной части 140. Таким образом, удлинение исполнительного механизма 159 вдоль оси 153 исполнительного механизма может обеспечивать силу, которая поворачивает часть 140а приводного вала.

Как дополнительно показано на фиг.7, реактивное звено 190 соединено с возможностью поворота с первым концом 154 навесного звена 152, а навесное звено 152 соединено с возможностью поворота в точке G основания с относительно неподвижной опорой 158. Реактивное звено 190 (и навесное звено 152) также соединены с исполнительным механизмом 159 с помощью первого соединительного элемента 157, проходящего между исполнительным механизмом 159 и третьей точкой С поворота. Реактивное звено 190 также соединено с возможностью поворота с третьей частью 178 приводного элемента 174 через второй соединительный элемент 155, проходящий между третьей частью 178 и четвертой точкой D поворота. В показанном на фиг.7 варианте выполнения исполнительного узла 160, реактивное звено 190 сдвинуто в боковом направлении относительно исполнительного механизма 159 и приводного элемента 174.

В еще одном варианте выполнения приводной элемент 174 может быть сдвинут в боковом направлении (или не находиться в одной плоскости) относительно реактивного звена 190 и исполнительного механизма 159. Например, на фиг.8 частично показан в увеличенном масштабе в изометрической проекции исполнительный узел 160b, показанный на фиг.6, согласно другому варианту выполнения изобретения. Как показано на фиг.8, реактивное звено 190 и исполнительный механизм 159 находятся приблизительно в одной плоскости, а приводной элемент 174 сдвинут относительно их в боковом направлении. А именно, приводная гайка 163 соединена с первой частью 172 приводного элемента 174 с помощью первого соединительного звена 155b (соединенного с точкой А поворота), и реактивное звено 190 соединено с третьей частью 178 приводного элемента 174 с помощью второго соединительного звена 157b. Хотя первое и второе соединительные звенья 155b, 157b показаны на фиг.8 как простые элементы вала, в альтернативных вариантах выполнения можно применять различные подходящие конструкции, формы и структуры.

В работе, при вращении вала электродвигателя 161, шариковый ходовой винт 162 входит в резьбовое зацепление с шариковой гайкой 163, приводя в движение шариковую гайку 163 вперед и назад вдоль дугообразной дорожки. При приведении исполнительным механизмом 159 шариковой гайки 163 в движение в переднем направлении 180 на приводной элемент 174 воздействует сила, которая объединяется с силой в реактивном звене 190 для поворота приводного вала 140а соединительного элемента 140 и тем самым аэродинамических частей 130 (смотри фиг.5) в первом направлении 182 поворота. И наоборот, при перемещении исполнительным механизмом 159 шариковой гайки 163 в заднем направлении 184, исполнительный узел 160 поворачивает приводной вал 140а соединительного элемента 140 (и аэродинамические части 130) во втором направлении 186 поворота.

В одном или более примерах выполнения исполнительный узел 160 может работать на относительно высоких скоростях. Например, исполнительный узел 160 может приводить в движение аэродинамические части 130 со скоростью около 20° в секунду, или около 40° в секунду, или даже с более высокими скоростями поворота. Аналогичным образом, шариковый ходовой винт 162 может вращаться со скоростями до и свыше 900 об/мин для обеспечения большой скорости поворота аэродинамических частей 130. В других вариантах выполнения исполнительный узел 160 может содержать другие системы и может работать с другими скоростями. Например, исполнительный узел 160 может содержать линейный исполнительный механизм и/или систему из рейки и шестерни.

На фиг.9 показан в увеличенном масштабе частичный разрез по существу по линии 4-4 на фиг.5 соединительной части 140. Как показано на фиг.9, соединительная часть 140 может иметь в целом прямоугольную форму поперечного сечения, а в других вариантах выполнения соединительная часть может иметь другие формы поперечного сечения. Кроме того, соединительная часть 140 может быть выполнена с возможностью выдерживания изгибающих нагрузок от аэродинамических частей 130 (см. фиг.5) к фюзеляжу 110. Например, когда на аэродинамические части 130 воздействуют вертикальные нагрузки, то соединительная часть 140 может передавать изгибающие нагрузки вдоль первого и второго путей 147а и 147b вертикальной нагрузки. Когда на аэродинамические части 130 воздействуют продольные нагрузки, то соединительная часть 140 может передавать нагрузки вдоль первого и второго путей 148а, 148b продольной нагрузки. Как показано на фиг.9, ось 146 поворота может быть расположена между любой парой путей передачи нагрузки для обеспечения компактной системы с относительно небольшим вращательным моментом инерции.

Узел 120 переднего оперения, включающий исполнительный узел 160, согласно одному варианту выполнения изобретения, может обеспечивать несколько преимуществ по сравнению с уровнем техники. Как указывалось выше, поскольку точка поворота между реактивным звеном 190 и приводным элементом 174 не совпадает с точкой поворота между приводным элементом 174 и соединительной частью 140, то исполнительный узел 160 может занимать меньше пространства, чем исполнительный узел 20, согласно уровню техники, в особенности когда узел, согласно уровню техники, содержит удлиненный приводной рычаг 34', имеющий второй конец 36', который проходит за приводной вал 38 (см. фиг.1) и соединен с возможностью поворота с удлиненным реактивным звеном 50' в точке В' поворота, которая не совпадает с приводным валом 38. Таким образом, исполнительный узел 60, согласно изобретению, может обеспечивать улучшенное использование пространства, такого как, например, внутри внутренней части самолета. Аналогичным образом, исполнительный узел 160 может обеспечивать улучшенный крутящий момент по сравнению с исполнительным узлом 20, согласно уровню техники.

Другим преимуществом узла 120 переднего оперения является то, что соединительная часть 140 имеет относительно небольшую площадь поперечного сечения и относительно небольшую ширину W по сравнению с максимальной длиной С хорды аэродинамических частей 130, которые она поддерживает. Преимуществом этого признака является то, что соединительная часть 140 занимает относительно небольшой объем внутри фюзеляжа 110, обеспечивая при этом адекватную опору для аэродинамических частей 130. В соответствии с этим влияние соединительной части 140 на объем герметизированного салона 111 является относительно небольшим. Это отличается от некоторых существующих систем крепления переднего оперения, в которых структура, проходящая в фюзеляж самолета, имеет ширину от около 50% до около 75% максимальной длины хорды соответствующей аэродинамической части.

Другим признаком варианта выполнения описанного выше узла 120 переднего оперения является то, что ось 146 поворота проходит через зону 121 сопряжения, зону 143 минимального поперечного сечения и/или зону между путями передачи нагрузки, которые несут нагрузки от аэродинамических частей 130 к фюзеляжу 110. В соответствии с этим точки на соединительной части 140 остаются относительно близко к оси 146 поворота при повороте аэродинамических частей 130. Это отличается от некоторых существующих больших систем крепления, в которых крепежная структура поворачивается на своей экстремально передней или задней кромке и тем самым описывает большой объем при своем повороте.

Преимуществом систем, согласно вариантам выполнения данного изобретения, является то, что влияние соединительной части 140 на объем герметизированного салона 111 может быть существенно меньше, чем при обычных системах, даже если аэродинамические части 130 поворачиваются в относительно большом угловом диапазоне. Другим преимуществом этой системы является то, что вращательный момент инерции соединительной части 140 является относительно небольшим, что позволяет поворачивать соединительную часть 140 с относительно большими скоростями.

Еще одним преимуществом описанного выше узла 120 переднего оперения является то, что соединительная часть 140 может содержать промежуточную зону 142, которая смещена по вертикали от крепежных частей 141. Преимуществом этого признака является то, что корпус 113 переднего оперения, в который входит соединительная часть 140, можно сместить по вертикали над проходом 114 между рядами кресел герметизированного салона 111, что обеспечивает большую мобильность пассажиров в нем.

Еще одним признаком варианта выполнения узла 120 переднего оперения является то, что он может содержать полностью подвижную с высокой скоростью поворота центральную часть 133 и выполненное с возможностью независимого движения устройство 134 задней кромки. Эта конструкция, в соединении с проводной системой управления полетом, может обеспечивать при необходимости подключение максимальной мощности управления, при сохранении возможности расположения поверхностей, оптимального для наилучших параметров полета самолета. Эта конструкция также позволяет уменьшить размер узла 120 переднего оперения, обеспечивая преимущество снижения веса и стоимости самолета, на котором он установлен. Другим преимуществом этой системы является то, что устройства 134 задней кромки на противоположных сторонах фюзеляжа 110 можно приводить в действие независимо несимметричным образом для обеспечения управления углом рыскания, что позволяет уменьшить размер вертикальных стабилизаторов самолета, обеспечивая дополнительные потенциальные преимущества относительно веса и стоимости.

В других вариантах выполнения узел переднего оперения может иметь другие системы, которые также имеют уменьшенное влияние на размер герметизированного салона 111 фюзеляжа 110. Например, на фиг.10 показан в увеличенном масштабе в изометрической проекции частичный разрез узла 520 переднего оперения, согласно одному варианту выполнения изобретения. В этом варианте выполнения узел 520 переднего оперения может содержать две раздельные аэродинамические части 530а и 530b, каждая из которых приводится в движение с помощью исполнительного узла 560, согласно изобретению. Таким образом, указанные выше преимущества могут быть реализованы во многих различных вариантах выполнения, включая варианты выполнения, имеющие несколько исполнительных узлов для поверхностей управления, согласно изобретению.

Узел 520 переднего оперения имеет первую соединительную часть 540а и вторую соединительную часть 540b. Каждая соединительная часть 540 проходит в фюзеляж 110 (см. фиг.4) и содержит соответствующую крепежную часть 541. Крепежные части 541 могут содержать каждая два подшипника 544, которые поддерживают аэродинамические части 530 по системе двойной консоли. Каждая соединительная часть 540 может быть соединена также с исполнительным узлом 560 для приведения в движение аэродинамических частей 530 в диапазоне углов с диапазоном угловых скоростей, которые в целом аналогичны описанным применительно к фиг.3-9. Структура, необходимая для опоры и работы исполнительных узлов 560, может быть расположена противоположно выровненным по вертикали, выполненным в виде шкафов структурам в фюзеляже 110. В соответствии с этим преимуществом этой системы является то, что она имеет уменьшенное влияние на головное пространство внутри герметизированного салона 111. И наоборот, преимуществом системы, описанной со ссылками на фиг.3-9, является то, что она не имеет существенного влияния на боковой размер герметизированного салона 111. Другим преимуществом системы, описанной применительно к фиг.3-9, является то, что соединительная часть 140 проходит полностью через фюзеляж 110 и прикреплена к обеим аэродинамическим частям 130, что с точки зрения структуры в целом является более эффективным, чем консольная конструкция, показанная на фиг.10.

Хотя были описаны и иллюстрированы определенные варианты выполнения изобретения, как указывалось выше, возможны многие изменения без отхода от идеи и объема изобретения. В соответствии с этим объем изобретения не ограничивается раскрытием этих представительных вариантов выполнения, а изобретение полностью определяется прилагаемой формулой изобретения.

1. Узел (60, 160, 560) для приведения в поворотное движение поворотного элемента вокруг оси поворота, содержащий поворотный элемент (22, 105, 130, 530), удлиняемый исполнительный механизм (24, 159), имеющий первый конец и второй конец, при этом исполнительный механизм выполнен с возможностью удлинения вдоль оси исполнительного механизма, которая не пересекает ось поворота, приводной элемент (74, 174), имеющий первую часть (72, 172), соединенную с возможностью поворота с первым концом удлиняемого исполнительного механизма в первой точке (А), и вторую часть (76, 176), соединенную без возможности прокручивания с поворотным элементом во второй точке (В), при этом вторая часть расположена на расстоянии от первой части, отличающийся тем, что приводной элемент имеет третью часть (78, 178), расположенную на расстоянии от первой и второй частей, причем третья часть не ориентирована на одной линии с первой и второй частями, и тем, что присутствует реактивное звено (90, 190), имеющее крепежный конец, соединенный с возможностью поворота со вторым концом удлиняемого исполнительного механизма в третьей точке (С), приводной конец, соединенный с возможностью поворота с третьей частью приводного элемента в четвертой точке (D), причем поворотный элемент вращается вокруг оси, проходящей через вторую точку, а упомянутая вторая точка не находится на одной линии с первой и четвертой точками.

2. Узел по п.1, в котором приводной элемент является треугольной пластиной.

3. Узел по п.1, в котором приводной элемент является треугольной рамой.

4. Узел по п.1, в котором приводной элемент включает в себя часть, имеющую поперечное сечение приблизительно треугольной формы.

5. Узел по п.1, дополнительно содержащий навесное звено (42, 152), имеющее основной конец, соединенный с возможностью поворота с удлиняемым исполнительным механизмом вблизи второго конца.

6. Узел по п.1, в котором приводной элемент находится приблизительно в одной плоскости с удлиняемым исполнительным механизмом, и в котором реактивное звено находится приблизительно в одной плоскости с удлиняемым исполнительным механизмом и приводным элементом.

7. Узел по п.1, в котором приводной элемент находится приблизительно в одной плоскости с реактивным звеном.

8. Узел по п.1, в котором реактивное звено находится приблизительно в одной плоскости с удлиняемым исполнительным механизмом.

9. Узел по п., в котором приводной элемент находится приблизительно в одной плоскости с удлиняемым исполнительным механизмом, и реактивное звено сдвинуто в боковом направлении относительно удлиняемого исполнительного механизма, при этом исполнительный механизм соединен с реактивным звеном с помощью первого проходящего в боковом направлении соединительного элемента, и третья часть приводного элемента соединена с реактивным звеном с помощью второго проходящего в боковом направлении соединительного элемента.

10. Узел по п.1, в котором реактивное звено находится приблизительно в одной плоскости с удлиняемым исполнительным механизмом, и приводной элемент сдвинут в боковом направлении относительно удлиняемого исполнительного механизма, при этом исполнительный механизм соединен с первой частью приводного элемента с помощью первого проходящего в боковом направлении соединительного элемента, и реактивное звено соединено с третьей частью приводного элемента с помощью второго проходящего в боковом направлении соединительного элемента.

11. Узел по п.1, в котором реактивное звено и приводной элемент сдвинуты в боковом направлении относительно удлиняемого исполнительного механизма, при этом исполнительный механизм соединен с первой частью приводного элемента с помощью первого проходящего в боковом направлении соединительного элемента, и исполнительный механизм соединен с реактивным звеном с помощью второго проходящего в боковом направлении соединительного элемента.

12. Узел по п.1, в котором вторая часть приводного элемента жестко соединена с поворотным элементом.

13. Узел для управления самолетом, содержащий поверхность управления, соединенную с поворотным элементом или валом, при этом упомянутый элемент или вал выполнены с возможностью поворота вокруг оси поворота, исполнительный узел по любому из пп.1-12, подвижно соединенный с упомянутым элементом или валом.

14. Узел по п.13, в котором приводной элемент включает в себя поверхность переднего оперения.

15. Узел (120, 520) переднего оперения для самолета, содержащий элемент или вал, который выполнен с возможностью поворота вокруг оси поворота, по меньшей мере одну поверхность управления, соединенную с упомянутым элементом или валом и выполненную с возможностью расположения снаружи самолета, исполнительный узел по любому из пп.1-12, подвижно соединенный с упомянутым элементом или валом.

16. Узел переднего оперения по п.15, в котором вал включает первую часть, имеющую первую продольную ось, вторую часть, имеющую вторую продольную ось, и соединительную часть, соединяющую первую и вторую части, при этом вторая продольная ось не находится на одной линии с первой продольной осью.

17. Узел переднего оперения по п.16, в котором вторая продольная ось параллельна первой продольной оси.

18. Узел переднего оперения по п.16, в котором приводной элемент соединен без возможности прокручивания с первой частью, а поверхность управления соединена со второй частью.

19. Узел переднего оперения по любому из пп.15-18, дополнительно содержащий узел сопряжения, подвижно соединенный с частью фюзеляжа самолета, при этом вал проходит через узел сопряжения и поддерживается им с возможностью поворота.

20. Узел переднего оперения по любому из пп.15-18, в котором вал включает первую часть, выступающую наружу из первой стороны самолета, и вторую часть, выступающую наружу из второй стороны самолета, и в котором, по меньшей мере, одна поверхность управления включает в себя первую поверхность управления, соединенную с первой частью, и вторую поверхность управления, соединенную со второй частью.

21. Узел переднего оперения по любому из пп.15-18, дополнительно содержащий первый узел сопряжения, подвижно соединенный с первой стороной самолета, и второй узел сопряжения, подвижно соединенный со второй стороной самолета, при этом вал проходит через первый и второй узлы сопряжения и поддерживается ими с возможностью поворота.

22. Узел переднего оперения по любому из пп.15-18, в котором вал является первым валом и исполнительный узел является первым исполнительным узлом, дополнительно содержащий второй вал, который выполнен с возможностью поворота вокруг второй оси поворота, по меньшей мере, одну вторую поверхность управления, соединенную со вторым валом и выполненную с возможностью расположения снаружи самолета, и второй исполнительный узел, подвижно соединенный со вторым валом.

23. Узел переднего оперения по любому из пп.15-18, дополнительно содержащий навесное звено, имеющее основной конец, соединенный с возможностью поворота с удлиняемым исполнительным механизмом вблизи второго конца.

24. Самолет, содержащий фюзеляж (110), силовую установку (102), подвижно соединенную с фюзеляжем, и систему управления, подвижно соединенную с фюзеляжем и включающую в себя: поверхность управления, соединенную с поворотным элементом или валом, при этом упомянутый элемент или вал выполнены с возможностью поворота вокруг оси поворота, исполнительный узел по любому из пп.1-12, подвижно соединенный с упомянутым элементом или валом.

25. Способ приведения в поворотное движение поворотного элемента вокруг оси поворота, заключающийся в том, что обеспечивают приводной элемент (74, 174), имеющий первую часть (72, 172), соединенную с возможностью поворота с первым концом удлиняемого исполнительного механизма (24, 159) в первой точке (А), и вторую часть (76, 176), соединенную без возможности прокручивания с поворотным элементом во второй точке (В), при этом вторая часть расположена на расстоянии от первой части, а приводной элемент дополнительно имеет третью часть (78, 178), расположенную на расстоянии от первой и второй частей, причем третья часть не ориентирована на одной линии с первой и второй частями, обеспечивают реактивное звено (90, 190), имеющее крепежный конец, соединенный с возможностью поворота со вторым концом удлиняемого исполнительного механизма (24, 159) в третьей точке (С), приводной конец, соединенный с возможностью поворота с третьей частью приводного элемента в четвертой точке (D), причем поворотный элемент вращается вокруг оси, проходящей через вторую точку, а упомянутая вторая точка не находится на одной линии с первой и четвертой точками, и удлиняют исполнительный механизм для приложения силы к первой части приводного элемента и для поворота поворотного элемента вокруг оси поворота.

26. Способ по п.25, в котором используют узел по любому из пп.1-12.