Электромеханический силовой мини-привод управления подвижной аэродинамической поверхностью летательного аппарата с функцией складывания и раскрытия секции крыла



Электромеханический силовой мини-привод управления подвижной аэродинамической поверхностью летательного аппарата с функцией складывания и раскрытия секции крыла
Электромеханический силовой мини-привод управления подвижной аэродинамической поверхностью летательного аппарата с функцией складывания и раскрытия секции крыла

 


Владельцы патента RU 2565861:

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)" (МАИ) (RU)

Изобретение относится к авиации и касается приводов автоматических систем управления летательных аппаратов (ЛА) со складывающимися секциями крыла до и после полета. Электромеханический силовой мини-привод подвижной аэродинамической поверхности ЛА с функцией складывания и раскрытия секций крыла состоит из электрического двигателя, многоступенчатого редуктора, выходная ступень которого содержит входное, промежуточное и выходное звенья волновой передачи с телами качения, и датчика положения выходного звена. При этом между промежуточной и выходными ступенями редуктора введено электромагнитное стопорное устройство, подключенное так, что при его обесточенном состоянии жесткое колесо выходной ступени редуктора является выходным звеном и снабжено элементами крепления к аэродинамической поверхности, а сепаратор застопорен на корпус промежуточной ступени. При включенном состоянии электромагнита стопорного устройства жесткое колесо застопорено на корпус промежуточной ступени, а сепаратор является выходным звеном выходной ступени редуктора. Достигается обеспечение складывания и раскрытия секций крыла после и до управляемого полета и управление подвижной аэродинамической поверхностью ЛА во время полета. 2 ил.

 

Изобретение относится к области машиностроения и может быть применено в приводах автоматических систем управления летательных аппаратов (ЛА), в частности в ЛА со складывающимися секциями крыла до и после полета.

Известны электромеханические приводы подвижных аэродинамических поверхностей вращательного действия, оси которых расположены вдоль или параллельно оси подвижной аэродинамической поверхности ЛА.

Например, патент США №4945779, кл. B64C 13/36 или авторское свидетельство SU 1812745, кл. B64C 13/28. Эти механизмы содержат передачу винт-гайка с большим количеством тел качения, двигающимся по замкнутым дорожкам сложной формы.

.Недостаток такого класса механизмов заключается в сложной многопоточной кинематике, при которой тела качения выходной ступени редуктора находятся в замкнутых дорожках с рециркуляцией шариков, что может привести к их заклиниванию.

Наиболее близким техническим решением (прототипом) предлагаемого устройства является силовой мини-привод подвижной аэродинамической поверхности ЛА (патент РФ №2408125, кл. B64D 31/14), который содержит электрический двигатель, многоступенчатый редуктор с выходной ступенью, построенной на основе многопарной волновой передачи с телами качения, имеющей входное звено, волнообразователь, выходное и промежуточное звенья. В рассматриваемой конструкции выходным звеном является сепаратор с телами качения, а промежуточным - застопоренное жесткое колесо.

Достоинством прототипа являются малые радиальные размеры, позволяющие размещать привод в качестве оси непосредственно внутри аэродинамической поверхности или параллельно ее оси вращения; простота конструкции; отсутствие опасности заклинивания; возможность использования привода в резервированных системах.

Однако такой привод можно использовать только для управления аэродинамической поверхностью, а для складывания секций крыла необходим отдельный привод.

Целью данного изобретения является расширение функциональных возможностей силового мини-привода управления аэродинамической поверхностью ЛА не только в полете, но и придания ему функции привода, обеспечивающего раскрытие и складывание секций крыла по команде системы управления соответственно до и после полета.

Указанная цель достигается тем, что между промежуточной и выходной ступенями редуктора введено электромагнитное стопорное устройство, подключенное так, что при его обесточенном состоянии жесткое колесо выходной ступени редуктора является выходным звеном и снабжено элементами крепления к аэродинамической поверхности непосредственно или через тягу, а сепаратор застопорен на корпус промежуточной ступени; при включенном состоянии электромагнитного стопорного устройства жесткое колесо застопорено на корпус промежуточной ступени, а сепаратор является выходным звеном выходной ступени редуктора, при этом ось сепаратора выходной ступени редуктора снабжена зубчатым коническим колесом, образующим коническую пару с зубчатым коническим колесом, посаженным на ось шарнира секции раскрытия и складывания крыла, закрепленную на неподвижную часть крыла.

Таким образом, введение электромагнитного стопорного устройства позволяет за счет поочередного стопорения жесткого колеса или сепаратора изменять кинематическую схему выходной ступени редуктора привода.

В режиме управления аэродинамической поверхностью ЛА в полете кинематическая схема содержит сепаратор с телами качения, застопоренный на корпус промежуточной ступени, а выходным звеном является жесткое колесо, снабженное элементами крепления с аэродинамической поверхностью непосредственно или через эксцентриковую втулку и тягу.

В режиме складывания или раскрытия секций крыла после или до полета ЛА кинематическая схема содержит жесткое колесо выходной ступени редуктора, застопоренное на корпус промежуточной ступени, а выходным звеном является сепаратор с телами качения, на оси которого установлено коническое колесо, образующее коническую пару с зубчатым коническим колесом, расположенном на оси шарнира складывания и раскрытия секций крыла.

Сущность предложенного технического решения поясняется чертежами, где изображены:

- на фиг. 1 показано продольное сечение выходной ступени редуктора силового мини-привода,

- на фиг. 2 показана компоновочная схема силового мини-привода с подвижной аэродинамической поверхностью ЛА в развернутом состоянии секций крыла.

Электромеханический силовой мини-привод содержит электрический двигатель 1, электромагнитную муфту 2, необходимую для резервирования систем, многоступенчатый редуктор и датчик положения 3 выходного звена привода.

Выходная ступень редуктора построена на основе трехзвенного механизма, состоящего из входного, промежуточного и выходного звеньев. При использовании в качестве такой передачи волновой с телами качения входным звеном является волнообразователь 4, а выходным и промежуточным звеньями могут являться сепаратор 5 с телами качения 6 или жесткое колесо, в зависимости от варианта кинематической схемы. При застопоренном сепараторе 5 выходным звеном является жесткое колесо 7, а при заторможенном жестком колесе 7 выходным звеном является сепаратор 5.

Передаточные числа в обеих кинематических схемах близки по величине, так как отличаются на разность числа впадин профиля жесткого колеса 7 и числа тел качения, находящихся в одном ряду сепаратора 5. Как правило, эта разница равна единице.

Между входной и промежуточной ступенями редуктора в корпусе 8 промежуточной ступени размещено электромагнитное стопорное устройство, состоящее из торообразного электромагнитного устройства 9 и стопорного диска 10 с цилиндрическими направляющими 11.

На торцовых поверхностях по обе стороны стопорного диска 10 нарезаны зубья 12 и 13. Зубья 13 могут образовывать жесткое зацепление с аналогичными зубьями 13, нарезанными в жестком колесе 7, а зубья 12 - с аналогичными зубьями 12, нарезанными на сепараторе 5. Стопорный диск 10 прижимается к жесткому колесу 7 пружиной 14.

Жесткое колесо 7 снабжено элементом крепления 15 к подвижной аэродинамической поверхности непосредственно или через тягу (на фиг. 1 не показана).

На оси сепаратора 5 установлено коническое колесо 16, образующее коническую пару с зубчатым коническим колесом 17 (фиг. 2), расположенным на осях шарниров 18, 19, закрепленных на неподвижных секциях крыла 20, 21, относительно которых осуществляется поворот складываемой и раскрываемой секций крыла соответственно 21, 22.

Электромеханический силовой мини-привод работает следующим образом. При обесточенном электромагните 9 стопорного устройства стопорный диск 10 вводится в зацепление сепаратором 5 пружиной 14, обеспечивая жесткую связь - стопорение сепаратора 5 на корпус 8 промежуточной ступени редуктора, образуя кинематическую схему связи выходной ступени с подвижным выходным жестким колесом 7 и застопоренным сепаратором 5.

При подаче напряжения на электромагнит 9 стопорного устройства стопорный диск 10 освобождается от сепаратора 5 и входит в зацепление с жестким колесом 7, переводя кинематическую схему выходной ступени редуктора в схему с подвижным выходным сепаратором 5 и неподвижным жестким колесом 7. При подаче управляющего сигнала на электродвигатель 1 он начинает поворачивать сепаратор 5 с коническим колесом 16 со скоростью, пропорциональной величине напряжения сигнала управления. При повороте сепаратора 5 с коническим колесом 16 на угол, необходимый для полного раскрытия или складывания секции крыла, который измеряется датчиком положения 3 этого выходного вала, сигнал управления отключается. Дополнительно к сигналу от датчика положения выходного вала могут быть использованы сигналы от концевых выключателей (на фиг.1 и 2 не показаны) положения подвижных секций крыла.

При отключении электромагнита 9 стопорного устройства стопорный диск 10 освобождается пружиной 14 от жесткого колеса 7 и входит в зацепление с сепаратором 5, переводя кинематическую схему выходной ступени редуктора в схему с выходным жестким колесом 7 и застопоренным сепаратором 5.

В процессе полета при подаче управляющего сигнала электродвигатель 1 поворачивает жесткое колесо 7 с аэродинамической поверхностью в заданном системой управления направлении и на заданную величину, которые измеряются датчиком 3 положения выходного вала, обеспечивая управление ЛА в следящем режиме.

Таким образом, предложенный электромеханический силовой мини-привод выполняет двойную функцию: складывания и раскрытия секций крыла после и до управляемого полета и управление подвижной аэродинамической поверхностью ЛА во время полета.

Электромеханический силовой мини-привод подвижной аэродинамической поверхности летательного аппарата с функцией складывания и раскрытия секций крыла, состоящий из электрического двигателя, многоступенчатого редуктора, выходная ступень которого содержит входное, промежуточное и выходное звенья волновой передачи с телами качения, и датчика положения выходного звена, расположенный вдоль - соосно или параллельно оси вращения аэродинамической поверхности, отличающийся тем, что с целью расширения функциональных возможностей между промежуточной и выходными ступенями редуктора введено электромагнитное стопорное устройство, подключенное так, что при его обесточенном состоянии жесткое колесо выходной ступени редуктора является выходным звеном и снабжено элементами крепления к аэродинамической поверхности непосредственно или через тягу, а сепаратор застопорен на корпус промежуточной ступени; при включенном состоянии электромагнита стопорного устройства жесткое колесо застопорено на корпус промежуточной ступени, а сепаратор является выходным звеном выходной ступени редуктора, при этом ось сепаратора выходной ступени редуктора снабжена зубчатым коническим колесом, образующим коническую пару с зубчатым коническим колесом, посаженным на ось шарнира секции раскрытия и складывания крыла, закрепленную на неподвижную часть крыла.



 

Похожие патенты:

Электромеханический исполнительный механизм для подвижной поверхности управления полетом воздушного летательного аппарата. Исполнительный механизм содержит электродвигатель (2), имеющий выходной вал (20) с первым и вторым направлениями вращения, трансмиссию (1) для перемещения, соединяющую выходной вал электродвигателя с подвижной поверхностью управления полетом, и блок управления (3) для управления электродвигателем.

Изобретение относится к области авиации и касается приводов управления элеронами (аэродинамическими поверхностями) летательных аппаратов. Электромеханический привод для управления элероном беспилотного летательного аппарата (БПЛА) содержит скоростной электромеханический двигатель.

Изобретение относится к области управления летательным аппаратом (ЛА) и касается системы основного управления ЛА. Система управления полетом содержит рулевые поверхности и связанные с ними силовые приводы для управления летными функциями крена, рыскания, тангажа и аэродинамического торможения ЛА.

Группа изобретений относится к области авиации, а именно к системам управления подвижными поверхностями летательного аппарата. Система (100) с приводом от электродвигателей для перемещения подвижного элемента (200) содержит по меньшей мере два привода (1, 2), каждый из которых оснащен узлом для соединения с подвижным элементом и каждый рассчитан на то, чтобы перемещать подвижный элемент самостоятельно, и центральный блок (3) управления.

Изобретение относится к электроприводам, в частности к электромеханизмам поступательного действия. Электромеханизм поступательного действия состоит из электродвигателя, штока с винтовой парой и кинематического редуктора.

Изобретение относится к авиастроению и касается приводов предкрылков самолета. Электромеханический привод содержит два выдвижных рельса с зубчатыми секторами, разделенный на секции основной вал, разъемные муфты, соединяющие между собой секции основного вала, два электромеханических привода секций основного вала с корпусами, закрепленными в каркасе крыла.

Изобретение относится к авиации и пригодно для всех типов самолетов. .

Изобретение относится к комплексу, состоящему из приводов (1) и системы электрического питания приводов от сети (2) трехфазного переменного электрического тока. .

Изобретение относится к электрической системе управления для руля направления летательного аппарата. .

Способ одновременной работы приводов для перемещения подвижных аэродинамических поверхностей воздушного судна. Способ содержит этапы, на которых: управляют приводами, чтобы перемещать подвижные аэродинамические поверхности в направлении заданного положения; обнаруживают во время движения самый медленный привод; и адаптируют управление приводами, чтобы подогнать его под действия самого медленного привода. Устройство привода для аэродинамических поверхностей и воздушное судно, содержащее такое устройство. Группа изобретений направлена на обеспечение надежного перемещения подвижных аэродинамических поверхностей. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к системам управления аэродинамическими поверхностями и тормозами летательных аппаратов (ЛА). Модульная система устанавлена на полу кабины экипажа без прохождения сквозь пол при выполнении соединения системы с тормозной и рулевой системами ЛА, имеющими электродистанционное управление. Педальные узлы выходят из корпуса и могут поворачиваться и перемещаться в продольном направлении относительно корпуса. При повороте педалей система управления тормозами, установленная полностью внутри корпуса и соединенная с педальными узлами, через электрический разъем подает сигнал на тормозную систему с электродистанционным управлением. Система управления рулем направления размещена полностью внутри корпуса и является функционально независимой от системы управления тормозами. Система управления рулем направления обнаруживает продольное перемещение педальных узлов и через электрический разъем подает сигнал на рулевую систему с электродистанционным управлением. Корпус, электрические разъемы, педальные узлы, система управления тормозами и система управления рулем направления образуют единый модуль, который можно устанавливать в кабине экипажа и удалять из кабины как единый блок. Достигается компактная система, которую можно быстро и легко устанавливать на поверхности пола кабины для соединения с другими системами ЛА. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 24 ил.
Наверх