Механизм выпуска предкрылка

Авторы патента:


Механизм выпуска предкрылка
Механизм выпуска предкрылка
Механизм выпуска предкрылка
Механизм выпуска предкрылка
Механизм выпуска предкрылка
Механизм выпуска предкрылка
Механизм выпуска предкрылка
Механизм выпуска предкрылка
Механизм выпуска предкрылка
Механизм выпуска предкрылка

 


Владельцы патента RU 2492110:

ЭЙРБАС ЮКей ЛИМИТЕД (GB)

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к механизму выпуска предкрылка. Механизм содержит первый элемент привода, соединенный с предкрылком в первой точке поворота, и второй элемент привода, соединенный с предкрылком во второй точке поворота, которая смещена относительно первой точки поворота. На первом элементе привода предусмотрена первая зубчатая рейка, а на валу привода установлена первая шестерня. Первая шестерня предназначена для передачи механической энергии от вала привода к первому элементу привода посредством первой зубчатой рейки. На втором элементе привода предусмотрена вторая зубчатая рейка, а на валу привода установлена вторая шестерня. Вторая шестерня имеет радиус, отличный от радиуса первой шестерни. Вторая шестерня предназначена для передачи механической энергии от вала привода ко второму элементу привода посредством второй зубчатой рейки таким образом, что второй элемент привода перемещается со скоростью, отличной от скорости первого элемента привода. Технический результат заключается в упрощении конструкции механизма выпуска предкрылка. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 10 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к механизму выпуска предкрылка воздушного судна и к способу выпуска предкрылка воздушного судна с использованием указанного механизма.

Уровень техники

Отклоняемые предкрылки широко используются и хорошо известны. Они обычно приводятся в действие механизмом, содержащим круговые направляющие.

Простая круговая направляющая ограничивает свободу выбора проектных решений при оптимизации настройки предкрылка воздушного судна, как при взлете, так и при посадке. Некруговые направляющие, как правило, не применяются вследствие нагрузок и кинематических осложнений. Возможность дополнительного поворота предкрылка при помощи выпуска направляющей обеспечивает увеличение свободы выбора проектных решений. Так, например, это позволяет использовать закрытую установку при взлете, когда аэродинамическое сопротивление является важным, и щелевую установку при посадке, когда CLmax является определяющим конструктивным фактором.

Направляющая обычно имеет большую длину и в сложенном положении проходит позади через передний конструктивный лонжерон крыла. Это требует установки "коробки" направляющей предкрылка у каждой направляющей предкрылка, чтобы герметизировать топливный бак; тем самым уменьшается объем топлива и увеличивается время и стоимость изготовления крыла. Дополнительные отверстия особенно неэффективны для композитных лонжеронов крыла. При этом желательно исключить проведение элементов механизации крыла сквозь передний лонжерон в лонжеронах крыла. Кроме того, обеспечение дополнительного поворота предкрылка позволяет использовать более короткую направляющую при достижении аналогичного максимального угла выпуска предкрылка.

Существуют механизмы предкрылка двойного действия, которые обеспечивают дополнительный поворот вокруг опоры предкрылка. Наиболее распространенная форма таких механизмов предусматривает дополнительный поворот путем добавления рычага толкателя, который перемещается по профилированной рельсовой шине, когда предкрылок выпускается по направляющей. Соответствующий пример описан в US 3272458. Направляющая установлена между направляющими роликами и приводится в действие при помощи реечной передачи. Поворот предкрылка осуществляется тягой управления толкающе-тянущего типа, приводимой в действие коленчатым рычагом, который перемещается по направляющей. К одному колену коленчатого рычага прикреплен кулачковый толкатель, который захватывается криволинейной направляющей.

Раскрытие изобретения

Первый аспект изобретения обеспечивает механизм выпуска предкрылка воздушного судна, содержащий первый элемент привода, соединенный с предкрылком в первой точке поворота, второй элемент привода, соединенный с предкрылком во второй точке поворота, которая смещена относительно первой точки поворота, вал привода, первую зубчатую рейку на первом элементе привода, первую шестерню, установленную на валу привода, при этом первая шестерня предназначена для передачи механической энергии от вала привода к первому элементу привода посредством указанной первой зубчатой рейки; вторую зубчатую рейку на втором элементе привода и вторую шестерню, установленную на валу привода и имеющую радиус, отличный от радиуса первой шестерни, при этом вторая шестерня предназначена для передачи механической энергии от вала привода ко второму элементу привода посредством указанной второй зубчатой рейки таким образом, что скорость перемещения второго элемента привода отлична от скорости перемещения первого элемента привода.

За счет использования пары параллельных механизмов передачи механической энергии от вала привода изобретение позволяет более точно управлять двумя элементами привода, чем US 3272458, где предусмотрен только один механизм передачи механической энергии (зубчатая рейка и шестерня). Кроме того, за счет разделения механической энергии между двумя реечными передачами в механизм может быть встроен резервный элемент. При этом механизм может быть выполнен более компактным, чем в US 3272458.

Первый и второй элементы привода могут представлять собой криволинейные направляющие. Альтернативно первый и/или второй элемент привода могут представлять собой прямую каретку, которая перемещается по стационарной направляющей, приводную тягу или какой-либо другой пригодный элемент привода.

Обычно указанный механизм содержит также первую опору, предназначенную для направления первого элемента привода по первой криволинейной траектории, и вторую опору, предназначенную для направления второго приводного элемента по второй криволинейной траектории. Опоры могут представлять собой подшипники качения (которые могут использовать цилиндрические, сферические или какие-либо другие тела качения пригодной формы) или подшипники скольжения, не содержащие тел качения.

Первая и вторая опоры могут быть установлены на элементе основного крыла. Альтернативно вторая опора может представлять собой внутреннюю опору между элементами привода. В этом случае второй элемент привода может по меньшей мере частично располагаться в канале, образованном первым элементом привода.

Второй аспект изобретения обеспечивает способ выпуска предкрылка воздушного судна при помощи первого элемента привода, соединенного с предкрылком в первой точке поворота, и второго элемента привода, соединенного с предкрылком во второй точке поворота, которая смещена относительно первой точки поворота, включающий следующие этапы: обеспечивают передачу механической энергии от вала привода к первому элементу привода посредством первой зубчатой рейки на первом элементе привода и первой шестерни, установленной на валу привода, и передачу механической энергии от вала привода ко второму элементу привода посредством второй зубчатой рейки на втором элементе привода и второй шестерни, установленной на валу привода и имеющей радиус, отличный от радиуса первой шестерни, таким образом, что второй элемент привода перемещается со скоростью, отличной от скорости перемещения первого элемента привода, и поворачивает предкрылок вокруг первой точки поворота.

Краткое описание чертежей

Далее приведено описание вариантов осуществления изобретения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых представлены:

фигура 1 - схематический вид сбоку первого механизма выпуска предкрылка, показывающий предкрылок в полностью убранном положении,

фигура 2 - вид механизма выпуска предкрылка в промежуточном положении,

фигура 3 - вид механизма в полностью выпущенном положении,

фигура 4 - вид в поперечном разрезе по направляющим и шестерням,

фигура 5 - схематический вид сбоку второго механизма выпуска предкрылка с предкрылком в полностью убранном положении,

фигура 6 - вид механизма с предкрылком в промежуточном положении,

фигура 7 - вид механизма с предкрылком в полностью выпущенном положении,

фигура 8 - схематический вид сбоку третьего механизма выпуска предкрылка,

фигура 9 - предкрылок в промежуточном положении, и

фигура 10 - предкрылок в полностью выпущенном положении.

Осуществление изобретения

На фигуре 1 показан схематический вид сбоку механизма выпуска предкрылка 1 согласно первому варианту осуществления изобретения, действующего между предкрылком 2 и элементом 3 основного крыла. Механизм 1 содержит криволинейную главную направляющую 4, которая соединяется с опорой предкрылка 2 в первой точке 5 поворота, и криволинейную вспомогательную направляющую 6, которая соединяется с предкрылком во второй точке 7 при помощи поворотного приводного звена 8. Приводное звено 8 шарнирно соединяется с дальним концом вспомогательной направляющей 6 в третьей точке поворота 9.

Вал привода 10, проходящий в направлении размаха крыла содержит первую шестерню 11 и вторую шестерню 12. Шестерни 11, 12 удалены друг от друга в направлении продольной оси вала 10 привода, хотя это не очевидно на виде сбоку на фигуре 1, но более наглядно показано на фигуре 4. Первая шестерня 11 имеет меньший радиус, чем вторая шестерня 12. Первая шестерня 11 соединяется с зубчатой рейкой на главной направляющей 4, а вторая шестерня 12 соединяется со второй зубчатой рейкой на вспомогательной направляющей 6.

Перемещение главной направляющей 4 по криволинейной траектории 15 обеспечивается главной опорой, определяемой группой роликов 13. Ролики 13 установлены на опорном ребре направляющих предкрылка (не показано), которое образует часть элемента 3 основного крыла. При повороте шестерни 11 главная направляющая 4 перемещается по криволинейной траектории 15. Направляющие 4, 6 и траектория 15 имеют форму, по существу, концентрических дуг окружности, центр которой расположен примерно в точке 16, показанной на фигуре 3.

Как показано на фигуре 4, вспомогательная направляющая 6 располагается в канале, образованном главной направляющей 4 и открытым с нижней стороны для установки шестерни 12. Более конкретно, главная направляющая 4 с U-образной формой поперечного сечения имеет две стенки 20, 21, расположенные на расстоянии друг от друга и образующие канал для размещения вспомогательной направляющей 6. Группа роликов 22 действует в качестве внутренней опоры между направляющими 4, 6. Три таких ролика 22 показаны на виде в разрезе на фигуре 4, в то время как другие ролики (не показаны) распределяются по длине направляющих. Ролики 22 могут быть установлены на вспомогательной направляющей 6 или на главной направляющей 4 или могут быть свободными для перемещения в пространстве между направляющими 4, 6.

Вспомогательная направляющая 6 имеет зубчатую рейку, содержащую ряд зубьев, выходящих с ее нижней стороны. Один из зубьев 23 указан на фигуре 4 со срединной линией между основанием и верхней частью зуба, обозначенной прерывистой линией 24. Шестерня 12 имеет ряд зубьев, которые входят в зацепление с зубчатой рейкой на вспомогательной направляющей 6 для того, чтобы перемещать вспомогательную направляющую 6 по ее соответствующей криволинейной траектории. Аналогично этому меньшая шестерня 11 имеет ряд зубьев, которые входят в зацепление с зубчатой рейкой на нижней стороне главной направляющей 4. Один из зубьев 25 на зубчатой рейке указан на фигуре 4.

За счет большего радиуса шестерни 12 возникает разность скоростей направляющих 4, 6, которая создает результирующее движение, показанное на фигурах 2 и 3. В промежуточной позиции, показанной на фигуре 2, более высокая скорость вспомогательной направляющей 6 вызывает небольшой поворот против часовой стрелки предкрылка 2 вокруг точки 5 поворота. Позиция предкрылка при таком повороте показана на фигуре 2 сплошной линией, а позиция, которую предкрылок занял бы при отсутствии такого относительного движения, показана прерывистой линией 30.

На фигуре 3 показан предкрылок в полностью выпущенном положении. В этом случае естественная позиция предкрылка (учитывающая относительное перемещение направляющих) также показана сплошной линией, в то время как прерывистая линия 31 показывает позицию, которую занял бы предкрылок при отсутствии этого относительного поворота.

На фигурах 5-7 показано, каким образом, можно настроить механизм выпуска предкрылка с фигуры 1 для того, чтобы создать относительное перемещение при выпуске предкрылка. Для наглядности показаны только дальние относительно крыла концы направляющих 4, 6. Кроме того, в целях наглядности направляющие 4, 6 на фигурах 5-7 схематически показаны прямолинейными, однако на практике они являются криволинейными, как показано на фигурах 1-3.

В убранном положении на фигуре 5 звено 8 совмещается со вспомогательной направляющей 6, а когда предкрылок поворачивается в выпущенную позицию, показанную на фигуре 7, звено 8, как показано, поворачивается относительно вспомогательной направляющей 6.

В альтернативном варианте осуществления, показанном на фигурах 8-10, в убранном положении на фигуре 8 звено 8 располагается под углом к вспомогательной направляющей 6, при этом поворотная ось 9 находится позади поворотной оси 7. Таким образом, в промежуточной позиции на фигуре 9 предкрылок 2 переместился от элемента основного крыла и повернулся на небольшой угол по часовой стрелке вокруг точки 5 поворота, как указано стрелкой 32. Когда предкрылок перемещается в выпущенную позицию, показанную на фигуре 10, поворотная ось 9 перемещается в направлении поворотной оси 7, а предкрылок поворачивается против часовой стрелки, как указано стрелкой 33.

В канальной конструкции, показанной на фигуре 4, направляющая 6 функционирует как элемент привода, который перемещается вдоль главной направляющей 4 под действием шестерни 12 и направляется внутренней опорой 22, в то время как главная направляющая 4 перемещается по криволинейной траектории и направляется роликами 13. Направляющие 4, 6 находятся в одной и той же позиции в направлении размаха крыла и установлены на элементе основного крыла при помощи одной группы роликов 13. В альтернативном варианте осуществления изобретения (не показан) вместо перемещения по направляющей 4 направляющая 6 может быть удалена от направляющей 4 в направлении размаха крыла, при этом обе направляющие перемещаются соответствующей группой направляющих роликов на соответствующем опорном ребре направляющих предкрылка. В этом случае предкрылок может удерживаться тремя направляющими, одна из которых (наиболее вероятно - средняя) соответствует вспомогательной направляющей 6, а две другие соответствуют главной направляющей 4.

Бесканальная конструкция уменьшает сложность телескопического перемещения и не требует внутренних опор 22, которые необходимы для канальной конструкции, показанной на фигуре 4. Она позволяет также использовать направляющие с различными радиусами кривизны, что создает дополнительную свободу выбора проектных решений.

В примерах, описанных на фигурах 1-10, для вспомогательной направляющей 6 требуется дополнительное звено 8 вследствие изменения расстояния между поворотной осью 7 и поворотной осью 9. Это изменение является небольшим, поэтому поворотную ось 9 можно установить не в поворотном звене 8, а расположить ее в короткой вертикальной прорези в конструкции предкрылка. Альтернативно направляющая 6 может быть выполнена с учетом местоположения выпуска для того, чтобы избежать необходимости в таких доработках.

В целом, варианты осуществления, показанные на фигурах 1-10, обеспечивают некруговой выпуск предкрылка путем дифференциального выпуска двух круговых направляющих с различными радиусами. Шестерни двух различных радиусов приводят в движение две направляющие. В результате этого направляющие имеют несколько различное перемещение, создавая поворот в самом конце, где они соединяются шарнирами с опорой предкрылка. Лишь небольшое относительное перемещение требуется для того, чтобы получить полезную величину дополнительного поворота предкрылка. Механизм обеспечивает дополнительный поворот предкрылка с более короткой направляющей, что позволяет исключить пересечение механизмом переднего лонжерона.

Две шестерни 11, 12 приводятся в действие одним и тем же валом привода и коробкой передач и при этом передают механическую энергию от вала привода двум направляющим 4, 6 по параллельным путям передачи. Больший радиус шестерни 12 обеспечивает перемещение направляющей 6 с более высокой скоростью, чем перемещение направляющей 4.

Изобретение описано выше со ссылками на один или более предпочтительных вариантов осуществления, однако следует понимать, что различные изменения или модификации могут быть внесены в него без отклонения от объема изобретения, который определяется прилагаемой формулой изобретения.

1. Механизм выпуска предкрылка воздушного судна, содержащий первый элемент привода, соединенный с предкрылком в первой точке поворота, второй элемент привода, соединенный с предкрылком во второй точке поворота, которая смещена относительно первой точки поворота, вал привода, первую зубчатую рейку на первом элементе привода, первую шестерню, установленную на валу привода, при этом первая шестерня предназначена для передачи механической энергии от вала привода к первому элементу привода посредством первой зубчатой рейки, вторую зубчатую рейку на втором элементе привода и вторую шестерню, установленную на валу привода и имеющую радиус, отличный от радиуса первой шестерни, при этом вторая шестерня предназначена для передачи механической энергии от вала привода ко второму элементу привода посредством второй зубчатой рейки таким образом, что скорость перемещения второго элемента привода отлична от скорости перемещения первого элемента привода.

2. Механизм по п.1, отличающийся тем, что первый и/или второй элемент привода представляет собой криволинейную направляющую.

3. Механизм по одному из предшествующих пунктов, отличающийся тем, что содержит первую опору для направления первого элемента привода по первой криволинейной траектории и вторую опору для направления второго элемента привода по второй криволинейной траектории.

4. Механизм по п.3, отличающийся тем, что первая и/или вторая опора содержит одно или более тел качения.

5. Механизм по п.3, отличающийся тем, что содержит элемент основного крыла, на котором установлены первая и вторая опоры.

6. Механизм по п.1, отличающийся тем, что первый и второй элементы привода удалены друг от друга в направлении размаха крыла.

7. Механизм по п.3, отличающийся тем, что вторая опора представляет собой внутреннюю опору между элементами привода.

8. Механизм по п.7, отличающийся тем, что второй элемент привода по меньшей мере частично расположен в канале, образованном первым элементом привода.

9. Механизм по п.3, отличающийся тем, что первая и/или вторая опора содержит одно или более тел качения.

10. Механизм по п.1, отличающийся тем, что второй элемент привода соединен с предкрылком посредством поворотного звена.

11. Способ выпуска предкрылка воздушного судна посредством первого элемента привода, соединенного с предкрылком в первой точке поворота, и второго элемента привода, соединенного с предкрылком во второй точке поворота, которая смещена относительно первой точки поворота, включающий следующие этапы: обеспечивают передачу механической энергии от вала привода к первому элементу привода посредством первой зубчатой рейки на первом элементе привода и первой шестерни, установленной на валу привода, и передачу механической энергии от вала привода ко второму элементу привода посредством второй зубчатой рейки на втором элементе привода и второй шестерни, установленной на валу привода и имеющей радиус, отличный от радиуса первой шестерни, таким образом, что второй элемент привода перемещается со скоростью, отличной от скорости перемещения первого элемента привода, и поворачивает предкрылок вокруг первой точки поворота.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к элементам управления крыла. .

Группа изобретений относится к областям техники, предусматривающим использование аэродинамических поверхностей. Способ увеличения подъемной силы крыла предусматривает формирование со стороны передней кромки крыла конфузора посредством дополнительного аэродинамического профиля, располагаемого под носовой частью крыла. При этом используют модернизируемое крыло летательного аппарата известной конструкции. Дополнительный аэродинамический профиль выбирают из перечня, включающего: фиксированный профиль, цельно поворотный профиль, поворотный профиль с разными осями вращения, разрезной профиль и цельно выдвижной профиль. Крыло модернизировано согласно предложенному способу. Группа изобретений направлена на увеличение подъемной силы. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к механизму навески элемента механизации крыла на основной части крыла. Устройство уборки и выпуска элемента механизации крыла летательного аппарата включает в себя два механизма навески, расположенных сбоку друг от друга в направлении размаха крыла, и устройство привода для перемещения элемента механизации крыла относительно основной части крыла. Механизм навески содержит первое звено, соединенное с основной частью крыла первым шарниром с образованием первой оси вращения, второе звено, третье звено, соединенное со вторым звеном вторым шарниром с образованием второй оси вращения и соединенное с элементом механизации крыла четвертым шарниром, тягу. Тяга соединена первым шаровым шарниром со вторым звеном и вторым шаровым шарниром с элементом механизации крыла. Первое звено и второе звено соединены друг с другом средним шарниром с образованием третьей оси вращения. Первая, вторая и третья оси вращения при любом положении элемента механизации крыла проходят через общий полюс. Достигается минимизация внутренних усилий и механических напряжений. 2 н. и 15 з.п. ф-лы, 7 ил.
Наверх