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

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.

Изобретение относится к электроснабжению системы управления и передачи для приведения в действие поверхностей управления самолета. Система энергопитания рулевых приводов первичных органов управления пассажирского самолета содержит бортовые электрогенераторы переменного тока, вспомогательные электрогенераторы переменного тока, блоки управления электрогенераторами, трансформаторы тока, основные аккумуляторные батареи, аварийные батареи, выпрямительные устройства, систему контроля энергообеспечения, состоящую из центрального бортового вычислителя и измерительно-управляющих устройств. Роторы бортовых электрогенераторов соединены с роторами маршевых двигателей. Роторы вспомогательных электрогенераторов соединены с роторами вспомогательной силовой установки и турбинного агрегата. В сети энергопитания каждого рулевого привода первичных органов управления самолета подключены основные аккумуляторные батареи, аварийные батареи и введена система контроля энергообеспечения. Вход измерительно-управляющих устройств соединен с входом рулевых приводов, а выход - с аварийными батареями и центральным бортовым вычислителем, выход которого соединен с входами измерительно-управляющих устройств. Технический результат изобретения заключается в повышении безопасности полета при отказе всех источников питания. 1 ил.

Изобретение относится к линейным приводам, в частности применимо к поверхностям управления воздушного судна. Первая ступень содержит вращающийся входной вал, приводимый в действие электрическим двигателем, имеющий зону с винтовой резьбой в его наружной поверхности у его внутреннего конца и множество первых косозубых цилиндрических зубчатых колес, выполненных с возможностью зацепления с вращающимся входным валом в его зоне с винтовой резьбой для совместного вращения. Второй этап содержит множество вторых косозубых цилиндрических зубчатых колес, выполненных с возможностью зацепления с первыми косозубыми цилиндрическими зубчатыми колесами для совместного вращения и с выходным валом, имеющим зону с винтовой резьбой в его наружной поверхности у его внутреннего конца, для преобразования вращения вторых косозубых цилиндрических зубчатых колес в линейное перемещение выходного вала. Обеспечивается улучшенная работоспособность и более компактная конструкция. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиации, а именно к системам рулевых поверхностей для управления основными летными функциями самолетов с помощью электромеханических приводов. Система рулевых поверхностей содержит разделенные на секции рулевые поверхности (РП), служащие для управления летными функциями и соединенные со следящими электромеханическими приводами (ЭМП); блоки управления (БУ) следящих ЭМП РП; БУ электродвигателями следящих ЭМП; центральный БУ; датчики углового положения каждого выходного вала следящего ЭМП; датчики положения каждой секции РП. Наиболее удаленная от продольной оси самолета первая секция имеет наименьшую площадь, а каждая последующая секция по направлению к продольной оси самолета имеет площадь, равную произведению площади первой секции на порядковый номер секции. Каждый электродвигатель ЭМП каждой секции РП является бесколлекторным вентильным электродвигателем постоянного тока. ЭМП имеет соединенный с валом ротора электродвигателя волновой многоступенчатый редуктор с телами вращения с передаточным отношением, выбираемым из интервала 500...4000. Достигается равномерное распределение нагрузок, воспринимаемых силовым набором оперения. 12 з.п. ф-лы, 9 ил.

Группа изобретений относится к авиакосмическим летательным аппаратам. Электропривод для летательного аппарата содержит корпус, шарико-винтовую пару, состоящую из гайки и винта, аксиальный подшипник, электродвигатель, зубчатую передачу, датчик положения ротора, демпфер и систему управления. Система управления выполнена с возможностью отключения и включения электромагнитного возбуждения демпферов и пуска/останова электродвигателя. По первому варианту гайка шарико-винтовой пары выполнена в виде двухстороннего конического зубчатого колеса. Демпфер выполнен в виде n-электромеханических демпферов с электромагнитным возбуждением, соединенных с гайкой шарико-винтовой передачи через зубчатые колеса. Вал электродвигателя расположен перпендикулярно винту шарико-винтовой передачи и соединен с гайкой шарико-винтовой передачи также через зубчатое колесо. По второму варианту: гайка шарико-винтовой пары выполнена в виде двухстороннего конического зубчатого колеса, электродвигатель выполнен с коническим ротором, демпфер выполнен в виде n-электромеханических демпферов с электромагнитным возбуждением, соединенных с гайкой шарико-винтовой передачи через зубчатые колеса. Вал электродвигателя расположен перпендикулярно винту шарико-винтовой передачи и соединен с гайкой шарико-винтовой передачи также через зубчатое колесо. Группа изобретений направлена на повышение надежности и энергоэффективности электропривода. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к системе улучшения устойчивости и управляемости воздушного судна. Система улучшения устойчивости и управляемости (10) воздушного судна содержит первый входной вал (22), передающий первый входной крутящий момент, второй входной вал (28), передающий второй входной крутящий момент и устройство суммирования первого и второго входных крутящих моментов для создания выходного крутящего момента для управления исполнительным механизмом. Устройство содержит планетарную передачу в сборе (20), корпус (50), закрывающий, по меньшей мере, часть планетарной передачи в сборе (20) и центрирующий механизм для смещения планетарной передачи в сборе в заданное положение по отношению к корпусу. В указанной планетарной передаче (20) каждая планетарная шестерня (36) подвижно соединена как с кольцевой шестерней (30), так и с солнечной шестерней (24). Центрирующий механизм содержит упругий элемент, расположенный между кольцевой шестерней и корпусом. Упругий элемент содержит пружину растяжения. Изобретение упрощает конструкцию системы улучшения устойчивости и управляемости. 2 н. и 7 з.п. ф-лы. 4 ил.

Дистанционная резервированная система автоматизированного модального управления в продольном канале маневренных пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов содержит ручку пилота/задатчик тангажа, вычислитель автопилота угла тангажа, сервопривод, датчик угла тангажа, ограничитель предельных режимов, датчик угловой скорости тангажа, блок балансировки, вычислитель алгоритма модального управления (ВАМУ), систему воздушных сигналов, датчик линейных ускорений, идентификатор угла атаки, соединенные определенным образом. Сервопривод содержит гидропривод и селектор минимального сигнала. Ограничитель предельных режимов содержит задатчик максимального угла атаки и вычислитель автомата ограничения угла атаки. ВАМУ содержит блок формирования сигнала усредненного приведенного коэффициента подъемной силы, программный блок передаточной функции системы по сигналу угловой скорости тангажа, блок невязки по угловой скорости тангажа, блок формирования сигнала управления. Обеспечивается повышение безопасности полета путем улучшения характеристик управления. 2 ил.

Изобретение относится к авиации и касается приводов автоматических систем управления летательных аппаратов 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.

Наверх