Электромеханический привод интерцептора крыла самолета

Изобретение относится к электротехнике и может быть применено в приводах аэродинамических поверхностей летательных аппаратов. Устройство электромеханического привода интерцептора крыла самолета установлено на оси поворота, закрепленной в каркасе крыла, и имеет приводное звено многозвенного механизма, закрепленное на внутренней поверхности интерцептора. Устройство содержит многозвенный механизм, имеющий приводной вал, установленный в стойках, закрепленных в каркасе крыла, концы которого соединены муфтами с ведущими валами. По меньшей мере, один закрепленный на приводном валу кривошип с тягой соединен шарниром с первым концом тяги, второй конец которой имеет шарнир для соединения с приводным звеном интерцептора. Достигается возможность размещения электромеханического привода внутри крыла. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к электротехнике и может быть применено в приводах аэродинамических поверхностей летательных аппаратов, в частности, в качестве привода интерцепторов.

Известны приводы интерцептора от гидравлического цилиндра, шток которого действует в точке интерцептора, удаленной от его оси, создавая крутящий момент действием силы на плечо рычага (US №6981676 от 21.09.2004, EР №1516813 от 22.09.2003, US №2010/0320332 от 25.02.2008).

Известен привод интерцептора от гидроцилиндра (патент US №6189837 от 29.10.1998). При отказе гидропривода интерцептора в системе привода предусмотрены аварийные средства возврата интерцептора в исходное положение - пиропатрон с пиротехническим зарядом, при возгорании которого образуются газы, возвращающие поршень гидроцилиндра в исходное положение. Такой привод имеет большие габариты и массу.

Известен гидравлический привод интерцептора от гидроцилиндра (заявка WO №2009/136187 от 09.05.2008 г.), шток которого соединен с коленным шарниром коленного механизма, одно звено которого шарнирно закреплено на каркасе крыла, а другое шарнирно соединено с интерцептором на некотором расстоянии от его оси вращения для создания крутящего момента, действующего на интерцептор.

Недостаток существующих гидроприводов интерцептора - их сложность и возможная неравномерность подачи жидкости в различные гидроцилиндры, приводящая к неравномерности нагрузки на участки интерцептора и соответственно к его неравномерной деформации, приводящей к избыточным напряжениям и снижению надежности его работы. Кроме того, при аварийной ситуации с прекращением подачи рабочей жидкости в гидроцилиндр возможно стопорение интерцептора в рабочем положении.

Известны электромеханические приводы интерцептора через рычажный механизм (патент US №5918836 от 25.03.1997 г.), в том числе через кривошипно-шатунный (патент JP №07002148А от 18.06.1993 г.), в которых электродвигатель через многоступенчатый зубчатый редуктор приводит выходной вал, на котором шарнирно закреплен рычаг или кривошип.

Недостаток таких электроприводов - их увеличенные габариты и масса.

Известен силовой мини-привод (патент RU №2408125 от 27.01.2010 г.), корпус которого снабжен элементом крепления к подвижной аэродинамической поверхности таким образом, что продольная ось силового мини-привода ориентирована параллельно оси поворота подвижной аэродинамической поверхности летательного аппарата с расположенными внутри корпуса электродвигателем и многоступенчатой волновой передачи с телами качения, выходное звено которого снабжено втулкой, закрепленной на торцовой поверхности, и тягой с проушинами, одна из которых надета на втулку, а вторая крепится к неподвижной части летательного аппарата.

Известно устройство электромеханического привода аэродинамической поверхности самолета (патент RU №2442721 от 09.06.2010, прототип), имеющее два электромеханических привода, установленных в каркасе крыла, выходные ведущие звенья которых имеют соединения посредством многозвенного механизма с приводным звеном интерцептора; каждый электромеханический привод имеет закрепленный в каркасе крыла корпус, размещенный внутри корпуса электродвигатель с ротором, имеющим датчик его углового положения; присоединенный к ротору волновой редуктор с телами вращения, полый выходной вал которого соединен с ведущим звеном электромеханического привода посредством шлицевого стакана, расположенного внутри полого выходного вала и части ведущего звена электромеханического привода; устройство выталкивания шлицевого стакана из части ведущего звена электромеханического привода, имеющее пиропатрон, соединенный каналом, выходящим к дну шлицевого стакана.

Недостатки известных электромеханических приводов - невозможность их размещения в ограниченном по высоте внутреннем пространстве крыла.

Техническая задача изобретения - создание устройства электромеханического привода интерцептора, обеспечивающего возможность размещения электромеханического привода внутри крыла с толщиной, сопоставимой с диаметром электромеханического привода.

Техническая задача решена в конструкции устройства электромеханического привода интерцептора, крыла самолета, установленного на оси поворота, закрепленной в каркасе крыла, и имеющего приводное звено многозвенного механизма, закрепленное на внутренней поверхности интерцептора, содержащем: два электромеханических привода с ведущими валами, установленные в каркасе крыла; соединения многозвенного механизма с ведущими валами электромеханических приводов, при этом каждый электромеханический привод имеет закрепленный в каркасе крыла корпус; размещенный внутри корпуса электродвигатель с ротором, имеющим датчик его углового положения; присоединенный к ротору многоступенчатый волновой редуктор с телами вращения, полый выходной вал последней ступени которого соединен с ведущим валом электромеханического привода посредством шлицевой втулки, расположенной внутри полого выходного вала и части ведущего вала; средства выталкивания шлицевой втулки из полого выходного вала последней ступени редуктора, имеющие пиропатроны, соединенные каналом, выходящим к торцу шлицевой втулки, при этом многозвенный механизм имеет: приводной вал, установленный в стойках, закрепленных в каркасе крыла, концы которого соединены муфтами с ведущими валами; по меньшей мере, один закрепленный на приводном валу кривошип с тягой, соединенный первым шарниром с первым концом тяги, второй конец которой имеет второй шарнир для соединения с приводным звеном интерцептора.

Для соответствия момента, действующего на интерцептор со стороны приводного звена, моменту от аэродинамической силы, действующей на интерцептор, соединение приводного звена с внутренней поверхностью интерцептора является неподвижным, а угол между линией, соединяющей ось поворота интерцептора и ось второго шарнира, и внутренней поверхностью интерцептора находится в интервале 80…100°.

Для увеличения силы, действующей на интерцептор со стороны приводного звена, соединение приводного звена с внутренней поверхностью интерцептора расположено на расстоянии от оси поворота интерцептора, обеспечивающем плечо для силы, действующей на интерцептор от приводного звена, при этом многозвенный механизм имеет верхнее и нижнее дополнительные звенья, соединенные третьим шарниром между собой и с тягой; конец верхнего дополнительного звена соединен вторым шарниром с приводным звеном, а конец нижнего дополнительного звена соединен четвертым шарниром с кронштейном, закрепленным на плоскости каркаса крыла, противолежащей внутренней поверхности интерцептора.

Для обеспечения возврата интерцептора в исходное положение при отсутствии напряжения в цепях электроприводов или при срабатывании пиропатрона в случае аварийной ситуации угол между верхним дополнительным звеном и линией, соединяющей ось шарнира приводного звена и ось шарнира кронштейна при полностью поднятом интерцепторе превышает угол, определяемый по формуле

α = a r c t g f т р ,

где fтр - коэффициент трения в шарнирах, соединяющих звенья.

Технический эффект - обеспечение возможности размещения электромеханического привода внутри крыла с толщиной, сопоставимой с диаметром электромеханического привода - обеспечивается следующей совокупностью отличительных признаков: устройство имеет вал, установленный в стойках, закрепленных в каркасе крыла; муфты, соединяющие концы вала с выходными звеньями электромеханического привода; по меньшей мере, один закрепленный на валу кривошип с тягой; шарнирное соединение кривошипа с первым концом тяги, второй конец которой имеет шарнирное соединение с приводным звеном интерцептора, имеющим соединение с его внутренней поверхностью.

Для соответствия момента, действующего на интерцептор со стороны приводного звена, моменту от аэродинамической силы, действующей на интерцептор в поднятом положении, соединение приводного звена интерцептора с его внутренней поверхностью является неподвижным, а угол между линией, соединяющей ось интерцептора и ось шарнирного соединения тяги со вторым концом приводного звена интерцептора и внутренней поверхностью интерцептора, находится в интервале 80…100°.

Для увеличения силы, действующей на интерцептор со стороны приводного звена, соединение приводного звена с внутренней поверхностью интерцептора является шарнирным, расположено на расстоянии от оси поворота интерцептора, обеспечивающем плечо для силы, действующей от приводного звена на интерцептор, а второй конец приводного звена имеет второе шарнирное соединение с одним концом дополнительного звена; второй конец которого шарнирно соединен с поверхностью каркаса крыла, расположенной напротив интерцептора (противолежащей внутренней поверхностью интерцептора).

Для обеспечения возврата интерцептора из поднятого положения в исходное при отсутствии напряжения в цепях электроприводов или при срабатывании пиропатрона в случае аварийной ситуации угол между приводным звеном и линией, соединяющей ось шарнира на внутренней поверхности интерцептора и ось шарнира дополнительного звена на плоскости каркаса крыла, при полностью поднятом интерцепторе превышает угол, определяемый по формуле

α = a r c t g f т р ,

где fтр - коэффициент трения в шарнирах, соединяющих звенья.

Совокупность признаков устройства, обеспечивающего решение технической задачи и достижение технического эффекта, не обнаружена в ходе патентно-информационного поиска, что свидетельствует о соответствии технического решения критерию «новизна».

Данная совокупность не следует явно из известного уровня техники, изученного при проведении патентно-информационных исследований, следовательно, техническое решение соответствует критерию «изобретательский уровень».

На фиг.1 показано устройство электромеханического привода интерцептора.

На фиг.2 - устройство электромеханического привода интерцептора, включающее многозвенный механизм, вид А на фиг.1.

На фиг.3 - устройство электромеханического привода с многозвенным механизмом на фиг.2, имеющим два дополнительных звена, с интерцептором в исходном положении.

На фиг.4 - устройство электромеханического привода с многозвенным механизмом на фиг.2, имеющим два дополнительных звена, с интерцептором в поднятом положении.

На фиг.5 - вариант конструкции одного электромеханического привода интерцептора, показанного на фиг.1.

Устройство электромеханического привода интерцептора 1 (фиг.1-5) самолета, установленного на оси 2 поворота, закрепленной в каркасе 3 крыла 4, и имеющего приводное звено 5 многозвенного механизма 6, закрепленное на внутренней поверхности 7 интерцептора 1, содержащее два электромеханических привода 8 с ведущими валами 9, установленные в каркасе 3 крыла 4; при этом каждый электромеханический привод 8 имеет: закрепленный в каркасе 3 корпус 10 (фиг.5), размещенный внутри корпуса 10 электродвигатель 11 с ротором 12, имеющим датчик 13 его углового положения; присоединенный к ротору 12 многоступенчатый волновой редуктор 14 с телами вращения 15, полый выходной вал 16 последней ступени которого соединен с ведущим валом 9 электромеханического привода 8 посредством шлицевой втулки 17, расположенной внутри полого выходного вала 16 и части ведущего вала 9; в крышке 18 корпуса 10 встроены средства аварийного выталкивания шлицевой втулки 19 из полого выходного вала 14, имеющие пиропатроны 20, соединенные каналом 21, выходящим в полость 22 к торцу шлицевой втулки 19.

Ведущие валы 9 соединены муфтами 23 с валом 24, установленным в стойках 25 (фиг.1), закрепленных в каркасе 3; на валу 24 закреплен, по меньшей мере, один кривошип 26 с тягой 27, соединенный первым шарниром 28 (фиг.2) с первым концом тяги 27, а второй конец тяги 27 соединен вторым шарниром 29 с приводным звеном 5 интерцептора 1.

Минимальная длина тяги 27 (фиг.2) определяется из условия возврата интерцептора 1 в исходное положение при отключении напряжения в сети или при срабатывании пиропатрона 20 и не должна быть менее двух радиусов кривошипа 26. При необходимости размещения электромеханического привода 8 ближе к передней части крыла 4 длину тяги 27 увеличивают.

Для создания крутящего момента, действующего на интерцептор 1 со стороны приводного звена 5, соединение приводного звена 5 с внутреннее поверхностью 7 интерцептора 1 является неподвижным, а угол между линией, соединяющей ось 2 поворота интерцептора 1 и ось второго шарнира 29, и внутренней поверхностью 7 интерцептора 1 находится в интервале 80…100°.

Для увеличения силы, действующей на интерцептор 1 со стороны приводного звена 5, соединение приводного звена 5 с внутренней поверхностью 7 интерцептора 1 расположено на расстоянии от оси поворота 2 интерцептора 1, обеспечивающем плечо для силы, действующей на интерцептор 1 от приводного звена 5 (фиг.3, 4), при этом многозвенный механизм 6 имеет дополнительные верхнее звено 30 и нижнее звено 31, соединенные третьим шарниром 32 между собой и с тягой 27; конец верхнего дополнительного звена 30 соединен вторым шарниром 29а с приводным звеном 5а, а конец нижнего дополнительного звена 31 соединен четвертым шарниром 33 с кронштейном 34, закрепленным на плоскости (лонжероне) каркаса 3 крыла 4, противолежащей внутренней поверхности 7 интерцептора 1.

Для обеспечения возврата интерцептора 1 в исходное положение при срабатывании пиропатрона 20 в случае аварийной ситуации угол между верхним дополнительным звеном 30 и линией 35 (фиг.3, 4), соединяющей оси второго шарнира 29 и четвертого шарнира 33 при полностью поднятом интерцепторе 1, превышает угол, определяемый по формуле

α = a r c t g f т р ,

где fтр - коэффициент трения в шарнирах, соединяющих звенья многозвенного механизма 6. Для подобных механизмов принимают величину угла α=3…7°. Для ограничения угла поворота звеньев 30 и 31 и интерцептора 1 звено 34 имеет упор 36.

1. Устройство электромеханического привода интерцептора крыла самолета, установленного на оси поворота, закрепленной в каркасе крыла, и имеющего приводное звено многозвенного механизма, закрепленное на внутренней поверхности интерцептора, содержащее два электромеханических привода с ведущими валами, установленные в каркасе крыла; соединения многозвенного механизма с ведущими валами электромеханических приводов, при этом каждый электромеханический привод имеет закрепленный в каркасе крыла корпус; размещенный внутри корпуса электродвигатель с ротором, имеющим датчик его углового положения; присоединенный к ротору многоступенчатый волновой редуктор с телами вращения, полый выходной вал последней ступени которого соединен с ведущим валом электромеханического привода посредством шлицевой втулки, расположенной внутри полого выходного вала и части ведущего вала; средства выталкивания шлицевой втулки из полого выходного вала последней ступени редуктора, имеющие пиропатроны, соединенные каналом, выходящим к торцу шлицевой втулки, отличающееся тем, что многозвенный механизм имеет: приводной вал, установленный в стойках, закрепленных в каркасе крыла, концы которого соединены муфтами с ведущими валами; по меньшей мере, один закрепленный на приводном валу кривошип с тягой, соединенный первым шарниром с первым концом тяги, а второй конец тяги соединен вторым шарниром с приводным звеном интерцептора.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что соединение приводного звена с внутренней поверхностью интерцептора является неподвижным, а угол между линией, соединяющей ось поворота интерцептора и ось второго шарнира, и внутренней поверхностью интерцептора находится в интервале 80…100°.

3. Устройство по п.2, отличающееся тем, что соединение приводного звена с внутренней поверхностью интерцептора расположено на расстоянии от оси поворота интерцептора, обеспечивающем плечо для силы, действующей на интерцептор от приводного звена, при этом многозвенный механизм имеет верхнее и нижнее дополнительные звенья, соединенные третьим шарниром между собой и с тягой; конец верхнего дополнительного звена соединен вторым шарниром с приводным звеном, а конец нижнего дополнительного звена соединен четвертым шарниром с кронштейном, закрепленным на плоскости каркаса крыла, противолежащей внутренней поверхности интерцептора.

4. Устройство по п.3, отличающееся тем, что угол между верхним дополнительным звеном и линией, соединяющей оси второго и четвертого шарниров при полностью поднятом интерцепторе превышает угол, определяемый по формуле
,
где f тр - коэффициент трения в шарнирах, соединяющих звенья многозвенного механизма.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к электротехнике и может быть применено в приводах автоматических систем управления летательных аппаратов, в частности, в качестве привода аэродинамических рулей.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к системе управления самолетом и авиационным двигателем. .

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к устройствам для управления режимами работы силовой установки самолета, может также использоваться для управления входными звеньями гидроусилителей силовых приводов или симметричными управляющими поверхностями легких летательных аппаратов при использовании гибких управляющих проводок.

Изобретение относится к бортовому оборудованию летательных аппаратов. Комплекс бортового оборудования вертолета содержит комплексную систему электронной индикации и сигнализации, пилотажный комплекс вертолета, пилотажно-навигационную аппаратуру, систему управления общевертолетным оборудованием, информационный комплекс высотно-скоростных параметров, пульты управления общевертолетным оборудованием, систему регулирования внутрикабинного освещения, интегрированную систему резервных приборов, ответчик системы управления воздушным движением, малогабаритную систему сбора и регистрации, комплекс средств связи, генератор цифровых карт, метеонавигационную радиолокационную систему, систему раннего предупреждения близости земли, бортовую систему диагностики вертолета, комплект внутреннего светотехнического и светосигнального оборудования, пульты-вычислители навигационные, аварийные спасательные радиомаяки, систему табло аварийной и уведомляющей сигнализации, основной канал информационного обмена, аудиоканал информационного обмена.

Группа изобретений относится к авиации. Устройство для оценки аэродинамического коэффициента содержит средство (5) выработки командных сигналов угла отклонения.

Группа изобретений относится к авиации. Механический вариант цельноповоротного флюгерного переднего горизонтального оперения имеет управляемый тормоз или упор/упоры в кинематике привода.

Настоящее изобретение обеспечивает устройство и способ анализа остатка для обнаружения системных ошибок в поведении системы воздушного судна. Технический результат - повышение точности оценки состояния системы воздушного судна.

Изобретение относится к авиации, в частности к способам управления механизацией крыла при взлете, повышающим безопасность полета самолетов транспортной категории посредством защиты закрылков и предкрылков от чрезмерных аэродинамических нагрузок.

Изобретение относится к поверхностям управления для летательного аппарата. .

Изобретение относится к авиации, а именно к системам управления посадкой. .

Изобретение относится к области систем управления летательными аппаратами. .

Изобретение относится к области управления летательными аппаратами и предназначено для снятия усилий с ручки управления летчика в режиме ручного управления и перемещения проводки управления в режиме автоматического управления.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к приводу ходового винта. Привод содержит первую цепь нагрузки, образованную посредством ходового винта, и вторую цепь нагрузки, образованную посредством выполненного с возможностью скручивания сплошного торсиона, который расположен в ходовом винте и соединен с ним. При этом в одном положении привода сплошной торсион выполнен с возможностью воздействия на ходовой винт для инициирования вращательного движения, причем привод ходового винта содержит сенсор, предназначенный для регистрации относительного перемещения между шпинделем и сплошным торсионом. Технический результат заключается в повышении надежности работы ходового винта. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к электротехнике и может быть применено в приводах аэродинамических поверхностей летательных аппаратов. Устройство электромеханического привода интерцептора крыла самолета установлено на оси поворота, закрепленной в каркасе крыла, и имеет приводное звено многозвенного механизма, закрепленное на внутренней поверхности интерцептора. Устройство содержит многозвенный механизм, имеющий приводной вал, установленный в стойках, закрепленных в каркасе крыла, концы которого соединены муфтами с ведущими валами. По меньшей мере, один закрепленный на приводном валу кривошип с тягой соединен шарниром с первым концом тяги, второй конец которой имеет шарнир для соединения с приводным звеном интерцептора. Достигается возможность размещения электромеханического привода внутри крыла. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Наверх