Устройство для открывания и закрывания окон летательного аппарата

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для сброса давления из полости летательного аппарата или отдельного его узла. Устройство для открывания и закрывания окон летательного аппарата содержит силовой цилиндр, размещенную в нем пружину, шток, проушины и крышку. Силовой цилиндр выполнен в виде полой оси, внутри которой установлена пружина. Концы пружины защемлены в торцевых стенках полого цилиндрического штока, выполненного из двух частей, установленных поверх оси с возможностью перемещения по ней. Поверх обеих половин штока и на центральной части оси установлены три проушины корпусной части, а между ними две проушины крышки. В силовом цилиндре выполнен механизм перезащемления концов пружины. Для этого на обеих частях штока выполнены выступы, а в проушинах корпуса и крышки и в обечайке выполнены продольные пазы, в которые помещены выступы штока. Пазы выполнены под разными углами к вертикали. Достигается повышение надежности и универсальности конструкции. 3 ил.

 

Устройство относится к космической технике и может быть использовано для сброса давления из полости летательного аппарата или отдельного его узла, обеспечение пыле- и влагозащищенности данной полости, а также ее термостатирования.

Известны устройства, предназначенные для открывания и закрывания окон летательного аппарата.

Устройство для закрывания и открывания люка, содержащее приводной механизм, крышку и уплотнительный элемент (а.с. СССР N 402702, кл. F16J 13/06, приор. 03.05.71 г.). Это устройство ненадежно в работе из-за наличия рычагов, шарниров и отсутствия фиксации крышки в открытом положении.

Устройство для открывания и закрывания дренажных окон летательного аппарата, содержащее силовой цилиндр, крышку с проушинами и эластичным уплотнительным элементом, шарнирный подшипник с наружным кольцом и внутренним кольцом, закрепленным посредством ограничительных шайб в проушинах крышки, и пружину (патент РФ №2132812, кл. B65D 90/54, приоритет 27.03.98). Недостатком данного устройства является недостаточная надежность конструкции.

Известно также устройство для открывания и закрывания окон летательного аппарата, содержащее силовой цилиндр с каналом для подвода рабочей среды в штоковую полость, крышку с проушинами и эластичным уплотнительным элементом, установленную с возможностью регулировки окна, шарнирный подшипник с наружным кольцом и внутренним кольцом, закрепленным посредством ограничительных шайб в проушинах крышки, и пружину, размещенную в глухом отверстии штока (патент РФ №2198822, кл. В64С 1/14, B65D 90/62, приоритет 20.07.2000 г.), принятое нами за прототип, как наиболее близкое по технической сущности.

Существенными недостатками этой конструкции являются:

- необходимость подвода рабочей среды в штоковую полость, что представляет существенную трудность в условиях космического полета;

- отсутствие универсальности в конструкции, так как детали конструкции выполнены рассредоточенными и на корпусе, и на крышке изделия, что не позволяет применять данный узел унифицировано отдельным блоком на различных изделиях без существенной доработки.

Техническим результатом предлагаемого изобретения является повышение надежности конструкции и ее универсальности, например, в условиях космического полета при необходимости ее одноразового срабатывания.

Технический результат достигается тем, что в устройстве для открывания и закрывания окон летательного аппарата, содержащем силовой цилиндр, размещенную в нем пружину, шток, проушины и крышку с эластичным уплотнительным элементом, в соответствии с изобретением силовой цилиндр выполнен в виде полой оси, внутри которой установлена пружина кручения с возможностью сжатия-растяжения, концы пружины защемлены в торцевых стенках полого цилиндрического штока, выполненного из двух частей, установленных поверх оси с возможностью перемещения по ней, поверх обеих половин штока и на центральной части оси установлены три проушины корпусной части, а между ними две проушины крышки таким образом, что они имеют возможность вращения относительно друг друга, в одной крайней проушине корпусной части выполнена внутренняя цилиндрическая выборка, в которой установлена заподлицо цилиндрическая обечайка, соединенная с проушиной фиксирующим штифтом, соединенным с приводом расфиксации открытого положения крышки, в противоположной проушине крышки установлен штифт фиксатора закрытого положения крышки в виде штифта, установленного в цилиндрическом отверстии на проушине и привода расфиксации, размещенного на корпусе летательного аппарата, в центральной проушине корпуса выполнено устройство фиксации оси в виде сквозных отверстий резьбового в проушине и гладкого в оси и резьбового штифта, установленного в отверстиях, кроме того, в силовом цилиндре выполнен механизм перезащемления концов пружины кручения относительно корпуса и крышки, для этого на обеих частях штока выполнены выступы один цилиндрический, другой в виде пластины со скругленными торцами, а в проушинах корпуса и крышки и в обечайке выполнены продольные пазы, в которые помещены выступы штока, пазы в центральной проушине корпуса и проушине крышки с фиксатором закрытого положения крышки выполнены под углом ω к вертикали, пазы в крайней проушине корпуса и второй проушине крышки выполнены под углом

α=ω+(0,5÷0,99)β

где β - максимальный угол открытия крышки, под которым выполнен паз в обечайке, в соответствующей обечайке проушины корпуса паз выполнен под углом γ=ω+(0,01÷0,1)β, а ее ширина меньше длины выступа в виде пластины, при этом ширина смежной с ней проушины корпуса больше длины выступа в виде пластины.

На фиг.1 представлен силовой цилиндр устройства для открывания и закрывания окон летательного аппарата, на фиг.2 показано взаимное расположение пазов в проушинах корпуса и крышки, на фиг.3 показан корпус с крышкой, силовой цилиндр и привод расфиксации открытого положения крышки с фиксирующим штифтом.

Устройство для открывания и закрывания окон летательного аппарата содержит силовой цилиндр 1, корпус 2 с площадками для крепления проушин корпуса 3, крышку 4 с эластичным уплотнительным элементом и площадками для крепления проушин крышки 5, составляющие силовой цилиндр полую ось 6, установленную внутри полой оси пружину кручения с возможностью сжатия-растяжения 7, состоящий из двух частей полый цилиндрический шток 8, три проушины корпуса 9, 10, 11, две проушины крышки 12, 13, установленную в цилиндрической выборке проушины корпуса 9 цилиндрическую обечайку 14, выполненную заподлицо с ней и соединенную с проушиной 9 фиксирующим штифтом 15, соединенным с приводом расфиксации открытого положения крышки 16, установленного в проушине крышки 13 штифта 17 фиксатора закрытого положения крышки, выполненного в проушине 10 фиксатора 18 оси 6 в виде сквозных отверстий резьбового в проушине и гладкого в оси и резьбового штифта, установленного в отверстиях, выступов 19, 20 соответственно одного в виде пластины со скругленными торцами, другого цилиндрического, выполненных на внешних цилиндрических образующих поверхностях обеих частей штока 8, пазов 21, 22, 23, 24, 25, 26, выполненных в проушинах корпуса и крышки, ограничителей хода штока 27 в виде накладных щечек, установленных с торцов силового цилиндра.

Устройство для открывания и закрывания окон летательного аппарата используется следующим образом. Силовой цилиндр 1 установлен своими проушинами 9, 10, 11, 12, 13 на площадках 3 и 5 для крепления проушин. В начальном положении крышка 4 закрыта и прижимается своим фланцем к фланцу корпуса, поджимая эластичный уплотнительный элемент. Выступ 19 штока 8 помещен в паз 21 проушины корпуса 10, а выступ 20 штока 8 помещен в паз 22 проушины крышки 13. Пазы 21 и 22 выполнены под углом ω к вертикали. Пружина 7 взведена и поджата с торцов. Ее концы защемлены в торцевых стенках штока 8. Выступы 19 и 20 упираются в проушины 12 и 11 соответственно. После срабатывания привода фиксатора закрытого положения крышки штифт 17 выходит из зацепления с проушиной 13 крышки 4 и крышка начинает открываться под действием пружины 7, которая начинает раскручиваться и стремится разжиматься, сдвигая выступы 19, 20. После того как выступы 19 и 20 оказываются напротив пазов 24 и 23 проушин 12 крышки и 11 корпуса соответственно выступы продвигаются в них под действием той же пружины 7, имеющей предварительное поджатие. Происходит перезащемление концов пружины 7, которая теперь стремится закрыть крышку 4, преодолевая силу инерции последней. Пазы 24 и 23 выполнены под углом α к вертикали. Крышка 4 под действием силы инерции и противодействием пружины 7 продолжает открываться, теряя свою угловую скорость. Пружина 7 повторно взводится, возвращая себе энергию, потраченную на открытие крышки 4 и предания ей угловой скорости на первом участке циклограммы. При достижении полного угла открытия крышки 4 β выступ 19 становится напротив паза 25 цилиндрической обечайки 14 и под действием пружины 7 частично проникает в него. Концы пружины 7 оказываются защемленными в проушинах корпуса 11 и 9 через обечайку 14 и штифт 15, кроме того, выступ 19 частично остается в пазе 24 проушины 12 крышки и фиксирует ее относительно проушины 9 корпуса. Крышка 4 фиксируется в открытом положении. После подачи сигнала на закрытие крышки 4 срабатывает привод расфиксации открытого положения крышки 16. Фиксирующий штифт 15 выходит из зацепления с цилиндрической обечайкой 14, которая получает возможность вращения относительно проушины 9 корпуса за счет пружины кручения 7. Крышка 4 закрывается. При достижении угла закрытия γ выступ 19 оказывается напротив паза 26 проушины 9 корпуса и заходит в него. При этом выступ 19 одновременно оказывается расположен в пазе 26 проушины корпуса 9, пазе 25 цилиндрической обечайки 14 и частично в пазе 24 проушины крышки 12. Крышка 4 оказывается закрытой и зафиксированной относительно корпуса 2. На этом работа устройства 1 заканчивается.

Благодаря такому выполнению устройства для открывания и закрывания окон летательного аппарата достигается упомянутый технический результат, а именно повышение надежности конструкции и ее универсальности, например, в условиях космического полета при необходимости ее одноразового срабатывания.

Изобретение может быть практически реализовано несколько по-другому, чем конкретно описано, без отступления от сущности изобретения и в объеме заявленной формулы.

Устройство для открывания и закрывания окон летательного аппарата, содержащее силовой цилиндр, размещенную в нем пружину, шток, проушины и крышку с эластичным уплотнительным элементом, отличающееся тем, что силовой цилиндр выполнен в виде полой оси, внутри которой установлена пружина кручения с возможностью сжатия-растяжения, концы пружины защемлены в торцевых стенках полого цилиндрического штока, выполненного из двух частей, установленных поверх оси с возможностью перемещения по ней, поверх обеих половин штока и на центральной части оси установлены три проушины корпусной части, а между ними две проушины крышки таким образом, что они имеют возможность вращения относительно друг друга, в одной крайней проушине корпусной части выполнена внутренняя цилиндрическая выборка, в которой установлена заподлицо цилиндрическая обечайка, соединенная с проушиной фиксирующим штифтом, соединенным с приводом расфиксации открытого положения крышки, в противоположной проушине крышки установлен штифт фиксатора закрытого положения крышки в виде штифта, установленного в цилиндрическом отверстии на проушине, и привода расфиксации, размещенного на корпусе летательного аппарата, в центральной проушине корпуса выполнено устройство фиксации оси в виде сквозных отверстий: резьбового в проушине и гладкого в оси, и резьбового штифта, установленного в отверстиях, кроме того, в силовом цилиндре выполнен механизм перезащемления концов пружины кручения относительно корпуса и крышки, для этого на обеих частях штока выполнены выступы: один цилиндрический, другой в виде пластины со скругленными торцами, а в проушинах корпуса и крышки и в обечайке выполнены продольные пазы, в которые помещены выступы штока, пазы в центральной проушине корпуса и проушине крышки с фиксатором закрытого положения крышки выполнены под углом ω к вертикали, пазы в крайней проушине корпуса и второй проушине крышки выполнены под углом α=ω+(0,5÷0,99)β, где β - максимальный угол открытия крышки, под которым выполнен паз в обечайке, в соответствующей обечайке проушины корпуса паз выполнен под углом γ=ω+(0,01÷0,1)β, а ее ширина меньше длины выступа в виде пластины, при этом ширина смежной с ней проушины корпуса больше длины выступа в виде пластины.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к контейнерам для мусора. .

Изобретение относится к конструкциям кузовов грузовых железнодорожных вагонов. .

Изобретение относится к космической технике. .

Изобретение относится к хранению и выгрузке сыпучих материалов из емкостей, в частности к затворам для бункеров. .

Изобретение относится к области хранения и транспортирования сыпучих материалов и может быть использовано в бункерных весах для дозирования крупнокусковых материалов.

Изобретение относится к системам вентялиционной двери. .

Изобретение относится к окнам летательных аппаратов и, в частности, к окнам, отвечающим требованиям огнестойкости, в соответствии с тестом OSU 100/100 на выделение тепла.

Изобретение относится к авиационной технике и касается форточки кабины экипажа самолета. .

Изобретение относится к ручке для двери самолета. .

Изобретение относится к фюзеляжу самолета, герметизированная кабина которого имеет множество смотровых отверстий и/или сквозных отверстий. .

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к крышке для отверстия доступа в конструкции летательного аппарата. .

Изобретение относится к авиации, в частности к светозащитным устройствам кабин самолетов или пилотируемых летательных аппаратов, и может быть использовано в других наземных или водных транспортных средствах.

Изобретение относится к области самолетостроения, более конкретно, к стопорному механизму грузовой двери самолета. .

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно, к шарнирному узлу двери воздушного судна. .

Изобретение относится к двери, предназначенной для герметизированного летательного аппарата

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для сброса давления из полости летательного аппарата или отдельного его узла

Наверх