Ручной механизм для складывания крыла

Механизм для складывания крыла предоставляет средство, посредством которого можно выполнить перемещение крыла воздушного судна между полетной конфигурацией и конфигурацией, в которой крыло убрано для хранения и транспортировки. Механизм для складывания содержит удлинительную трубку, которая позволяет выдвигать внешнюю часть крыла в направлении от внутренней секции крыла, поворачивать указанную внешнюю часть вокруг поперечной оси воздушного судна, а затем поворачивать ее назад таким образом, чтобы совместить крыло с продольной осью воздушного судна рядом с фюзеляжем. Механизм для складывания крыла не зависит от структурных компонентов крыла, используемых для передачи аэродинамических нагрузок во время полета. Предложено также складываемое крыло воздушного судна и система для трансформации крыла из приспособленной для перевозки конфигурации в полетную конфигурацию. При этом предоставляется возможность выполнить приблизительное выравнивание внешней секции крыла, после этого механизм для складывания крыла помогает скорректировать выравнивание указанной секции для ее установки в конечную полетную конфигурацию. Группа изобретений направлена на упрощение конструкции. 3 н. и 24 з.п. ф-лы, 16 ил.

 

Ссылка на родственную заявку

Согласно настоящей заявке испрашивается приоритет в соответствии с предварительной заявкой на выдачу патента США №61/858,825, поданной 26 июля 2013 года, и предварительной заявкой на выдачу патента США №14/335,083, поданной 18 июля 2014 года, которые ссылкой полностью включены в настоящее описание для любых целей, как если бы были полностью приведены здесь.

Область техники, к которой относится настоящее изобретение

Варианты осуществления настоящего изобретения относятся, в целом, к ручному механизму для складывания крыла воздушного судна, и, более конкретно, к ручному механизму для складывания крыла, который характеризуется наличием независимых траекторий действия для полетных нагрузок и нагрузок, воздействующих на крыло во время операции складывания.

Предшествующий уровень техники настоящего изобретения

Несмотря на технический прогресс в области авиации, стоит лишь чуть глубже изучить данный предмет, становится понятным, что существует множество нерешенных проблем в области авиации. Давно признано, что воздушное судно довольно проблематично хранить на земле, так как воздушные суда по своей природе являются громоздкими и большими. Для того чтобы укрыть и защитить громоздкие крылья и фюзеляж воздушного суда от воздействия окружающей среды, требуются довольно объемный ангар. Кроме того, подготовка, предшествующая даже одному непродолжительному полету, связана с перемещением воздушного судна по земле, которое часто вызывает сложности и связано с серьезными мерами предосторожности.

Тем не менее, птица, находящаяся в полете и решившая приземлиться на штырь для отдыха, может быстро и эффективно сложить свои крылья, что позволяет ей протиснуться через отверстие, размер которого чуть больше размера ее головы. Так что не удивительно, что потребность в эффективном и оперативном средстве для складывания крыльев воздушного судна с целью транспортировки и хранения возникла довольно давно.

Были разработаны несколько подходов к складыванию крыльев воздушного судна с целью уменьшения его габаритных размеров. Множество современных воздушных судов, в частности военных воздушных судов, оборудованы секциями крыльев, которые могут быть сложены или приведены в положение, которое отличается от полетного и предоставляет возможность более эффективного хранения и транспортировки воздушного судна. Примеры таких воздушных судов включают палубные воздушные суда, у которых крылья складываются для компактного хранения и обслуживания под летной палубой. Другие примеры включают планеры, крылья которых при приземлении в местах, отдаленных от их обычной операционной базы, могут быть сложены, так что воздушное судно может быть быстро погружено на прицеп для транспортировки.

В воздушном судне, у которого крылья складываются, но остаются прикрепленными к фюзеляжу, специальные механизмы должны надежно блокировать крылья в разложенном положении для полета, а также фиксировать крылья в сложенном положении для того, чтобы предотвратить их случайное повреждение под воздействием порывов ветра или т.п.Так как крылья являются существенными компонентами воздушного судна, им присуща значительная масса, и они предназначены для передачи аэродинамических нагрузок от конца крыла к корню крыла. Эти нагрузки передаются через один или несколько лонжеронов, которые проходят вдоль длины крыла, параллельной поперечной оси или оси тангажа воздушного судна.

Как правило, в механизмах складывания используют именно эти большие структурные компоненты, лонжероны, чтобы обеспечить складывание и/или поворот крыла. Не смотря на кажущуюся эффективность использования внутренних структур крыла, сложность конструкции и необходимая надежность таких механизмов достигаются за счет массы. В больших военных воздушных судах эта дополнительная сложность и дополнительная масса являются небольшими в сравнении с другими критериями проектирования, например, конструктивными требованиями для посадки на авианосец или для переноса внешних боеприпасов. Однако, в случае легких воздушных судов для увеселительных полетов или воздушных судов общего назначения, масса и сложность такого механизма складывания является неприемлемой.

Наиболее эффективное использование пространства, в котором предполагается хранить крылья, заключается в совмещении крыльев каким-либо образом с фюзеляжем. В целом, в таком механизме используют одно движение, чтобы повернуть крылья до совмещения с осью, проходящей под углом к фюзеляжу. В палубных воздушных судах, выпускаемых Grumman Corporation, используют этот тип складывания крыльев. Однако складыванию крыльев единым движением присущи некоторые нежелательные характеристики. Например, такой механизм складывания требует удаления или перемещения секции верхней и нижней поверхностей крыла для того, чтобы складывающаяся часть не пересеклась с неподвижной частью. Складывание крыльев единым движением также создает проблемы, связанные с центром тяжести, делая воздушное судно неустойчивым при наземной эксплуатации.

Следовательно, необходим механизм для складывания крыла, который является простым, надежным и легким. Более того, необходимо, чтобы механизм складывания был отдельным от внутренней структуры крыла, которая переносит аэродинамические нагрузки от конца крыла к корню крыла, и чтобы один человек мог вручную эффективно управлять его работой. Эти и другие проблемы, присущие известным механизмам, решаются при помощи одного или нескольких вариантов осуществления настоящего изобретения.

Дополнительные преимущества и новые признаки настоящего изобретения будут приведены частично в нижеследующем описании, и частично станут очевидными специалистам в данной области техники после ознакомления с приведенным ниже подробным описанием, или могут быть изучены при практическом осуществлении настоящего изобретения. Преимущества настоящего изобретения могут быть реализованы и достигнуты при помощи устройств, сочетаний, композиций и способов, которые конкретно указаны в прилагаемой формуле изобретения.

Краткое раскрытие настоящего изобретения

Ручной механизм для складывания крыла и связанная с ним методика позволяют одному пользователю отсоединить, выдвинуть, повернуть и развернуть внешнюю секцию крыла для того, чтобы осуществить перевод указанной секции в убранное и приспособленное для перевозки положение рядом с фюзеляжем воздушного судна. Один вариант осуществления механизма для складывания крыла согласно настоящему изобретению содержит крыло, характеризующееся наличием первой секции крыла, связанной с концом крыла и лонжероном первой секции крыла, и второй секции крыла, связанной с корнем крыла и лонжероном второй секции крыла, при этом крыло в полетной конфигурации связано с поперечной осью, проходящей от конца крыла к корню. Указанный механизм дополнительно содержит несколько срезных штифтов, предназначенных для соединения лонжерона первой секции крыла с лонжероном второй секции крыла, при этом несколько срезных штифтов проходят по существу параллельно поперечной оси. Более того, механизм для складывания крыла содержит приспособление для складывания, соединяющее первую секцию крыла и вторую секцию крыла, при этом приспособление для складывания выполнено с возможностью выдвигания первой секции крыла в направлении от второй секции крыла вдоль поперечной оси, вращения первого крыла вокруг поперечной оси и поворота первой секции крыла вокруг вертикальной оси, перпендикулярной поперечной оси, с расположением лонжерона первой секции крыла по существу перпендикулярно лонжерону второй секции крыла и рядом с фюзеляжем.

Некоторые дополнительные признаки настоящего изобретения включают то, что передача аэродинамических нагрузок осуществляется независимо от приспособления для складывания. Кроме того, когда крыло находится в полетной конфигурации, часть лонжерона первой секции крыла перекрывается с частью лонжерона второй секции крыла. Срезные штифты, которые соединяют внешнюю секцию крыла с внутренней секцией крыла, выполнены с возможностью передачи полетных аэродинамических нагрузок от первой секции крыла ко второй секции крыла. Согласно одному варианту осуществления настоящего изобретения срезные штифты связаны с внешней частью крыла, а гнезда, которые предназначены для вставки срезных штифтов, связаны с внутренней секцией крыла. Каждый из срезных штифтов также характеризуется наличием первого диаметра и второго диаметра, при этом срезающая нагрузка распределяется между первым диаметром и вторым диаметром, когда штифт передает аэродинамические силы от одной секции крыла к другой.

В соответствии с другим вариантом осуществления настоящего изобретения складываемое крыло воздушного судна содержит первую секцию крыла, характеризующуюся наличием первого лонжерона крыла, вторую секцию крыла, характеризующуюся наличием второго лонжерона крыла и удлинительное устройство, шарнирно соединяющее первую секцию крыла со второй секцией крыла.

Когда крыло находится в полетной конфигурации, первый лонжерон крыла соединен со вторым лонжероном крыла, образуя стык лонжеронов крыла, выполненный с возможностью передачи аэродинамических нагрузок между первой секцией крыла и второй секцией крыла. Когда первый лонжерон крыла отсоединен от второго лонжерона крыла, удлинительное устройство позволяет выдвигать первую секцию крыла в направлении от второй секции крыла вдоль поперечной оси, по существу параллельной первому лонжерону крыла, вращать первую секцию крыла вокруг поперечной оси, а также поворачивать в точке поворота, связанной со второй секцией крыла, для перехода в приспособленную для перевозки конфигурацию.

Согласно еще одному варианту осуществления настоящего изобретения система для трансформации крыла из приспособленной для перевозки конфигурации в полетную конфигурацию содержит: первый лонжерон крыла, связанный с первой секцией крыла, при этом первая секция крыла в приспособленной для перевозки конфигурации по существу ортогональна второй секции крыла, и второй лонжерон крыла, связанный со второй секцией крыла, при этом первый лонжерон крыла выполнен с возможностью крепления ко второму лонжерону крыла в области стыка лонжеронов крыла.

Указанная система также содержит устройство для складывания, независимое от первого лонжерона крыла и второго лонжерона крыла, соединяющее первую секцию крыла со второй секцией крыла и выполненное с возможностью перемещения первой секции крыла из приспособленной для перевозки конфигурации в полетную конфигурацию таким образом, чтобы связать первый лонжерон крыла со вторым лонжероном крыла в области стыка лонжеронов крыла.

Кроме того, складываемое крыло воздушного судна содержит несколько срезных штифтов, соединяющих первый лонжерон крыла со вторым лонжероном крыла. Каждый из нескольких срезных штифтов характеризуется наличием первого диаметра штифта и второго диаметра штифта, при этом срезающая нагрузка между двумя секциями крыла распределяется между первым диаметром штифта и вторым диаметром штифта.

Признаки и преимущества, описанные в настоящем раскрытии и следующем подробном описании, не являются исчерпывающими. При ознакомлении с фигурами, описанием и формулой изобретения, специалисту в данной области техники станут очевидными множество дополнительных признаков и преимуществ. Более того, следует отметить, что стиль, используемый в настоящем описании, был преимущественно выбран для удобочитаемости и в учебных целях и не предназначен для ограничения объекта настоящего изобретения; отсылка к формуле изобретения является необходимой для определения объекта изобретения.

Краткое описание фигур

Вышеупомянутые и другие признаки и цели настоящего изобретения, а также способы их достижения станут более очевидными, а суть настоящего изобретения станет более понятной, при ознакомлении с нижеследующим описанием одного или нескольких вариантов осуществления, выполненных со ссылками на прилагаемые фигуры, где:

на фиг. 1 представлен вид в перспективе спереди воздушного судна, оснащенного ручным механизмом для складывания крыла согласно настоящему изобретению, при этом крыло находится в полетной конфигурации;

на фиг. 2 представлен вид в перспективе спереди воздушного судна, оснащенного ручным механизмом для складывания крыла согласно настоящему изобретению, при этом внешняя секция крыла была выдвинута;

на фиг. 3 представлен вид в перспективе спереди воздушного судна, оснащенного ручным механизмом для складывания крыла согласно настоящему изобретению, при этом внешняя секция крыла выдвинута и повернута на 90 градусов;

на фиг. 4 представлен вид в перспективе сбоку воздушного судна, оснащенного ручным механизмом для складывания крыла согласно настоящему изобретению, при этом внешняя секция крыла была сложена назад и совмещена с фюзеляжем воздушного судна;

на фиг. 5 представлен вид в перспективе сбоку воздушного судна, оснащенного ручным механизмом для складывания крыла согласно настоящему изобретению, при этом внешняя секция крыла была сложена назад, совмещена с фюзеляжем воздушного судна, а затем перемещена вперед для хранения и транспортировки;

на фиг. 6А представлен вид в перспективе стыка внешнего и внутреннего лонжеронов крыла, а также его связь с ручным механизмом для складывания крыла согласно настоящему изобретению;

на фиг. 6В представлен вид сверху стыка лонжеронов крыла и механизма для складывания крыла согласно одному варианту осуществления настоящего изобретения;

на фиг. 7 представлен вид в перспективе спереди справа одного варианта осуществления механизма для складывания крыла согласно настоящему изобретению, при этом внешнее крыло находится в выдвинутом положении;

на фиг. 8 представлен вид сверху одного варианта осуществления механизма для складывания крыла согласно настоящему изобретению, при этом внешнее крыло находится в выдвинутой и частично сложенной конфигурации;

на фиг. 9 представлен вид в перспективе сзади сбоку внешней части крыла и механизма для складывания крыла согласно одному варианту осуществления настоящего изобретения;

на фиг. 10 представлен разрез штифта лонжерона, используемого совместно с одним вариантом осуществления механизма для складывания крыла согласно настоящему изобретению;

на фиг. 11 представлен вид в перспективе спереди снизу внешней поверхности внутренней секции крыла и стопорного устройство для срезных штифтов согласно одному варианту осуществления настоящего изобретения;

на фиг. 12 представлен вид в перспективе нервюры крыла и свободно подвешенной направляющей механизма для складывания крыла согласно одному варианту осуществления настоящего изобретения;

на фиг. 13 представлено подробное изображение свободно подвешенной направляющей механизма для складывания крыла согласно одному варианту осуществления настоящего изобретения;

на фиг.14 представлен вид в перспективе спереди сверху поворотной направляющей для установки внешнего крыла в убранное положение, а также его стыковки с внутренней секцией крыла согласно одному варианту осуществления настоящего изобретения;

на фиг. 15 представлена блок-схема методики складывания и хранения секции крыла с использованием одного варианта осуществления механизма для складывания крыла согласно настоящему изобретению; и

на фиг. 16 представлена блок-схема методики раскладывания и установки секции крыла в полетную конфигурацию с использованием одного варианта осуществления механизма для складывания крыла согласно настоящему изобретению.

Изображенные на фигурах варианты осуществления настоящего изобретения приведены лишь в целях иллюстрации. Специалисту в данной области техники, после ознакомления с представленным ниже описанием, будет нетрудно понять, что альтернативные варианты осуществления структур и способов, представленных в настоящем документе, могут быть реализованы без отступления от принципов настоящего изобретения, описанных в настоящем документе.

Подробное раскрытие настоящего изобретения

Здесь и далее приведено иллюстративное описание ручного механизма для складывания крыла, который отделяет внешнюю секцию крыла от внутренней секции крыла и устанавливает внешнюю секцию крыла таким образом, чтобы она по существу совпадала с продольной осью воздушного судна (фюзеляжа) для хранения и транспортировки. Механизм для складывания крыла согласно настоящему изобретению является независимым от основной лонжеронной конструкции внутри крыла, которая предназначена для передачи аэродинамических нагрузок между концом крыла и корнем крыла. Согласно одному варианту осуществления настоящего изобретения первый лонжерон крыла, связанный с внешней секцией крыла, и второй лонжерон крыла, связанный с внутренней частью крыла, перекрываются, когда расположены в полетной конфигурации. Срезные штифты соединяют первый лонжерон крыла со вторым лонжероном крыла, формируя функционально единый лонжерон крыла вдоль всего размаха крыла.

После принятия решения по переводу крыла в сложенную конфигурацию, удаляют стопорные штифты, фиксирующие положение срезных штифтов внутри их гнезд, освобождая первую секцию крыла (внешнюю) от второй секции крыла (внутренней). Внешнюю секцию крыла выдвигают наружу от внутренней секции крыла вдоль поперечной оси воздушного судна на одной удлинительной трубке. При полном перемещении удлинительная трубка служит в качестве единственной точки взаимодействия между внешней секцией и внутренней секцией. После этого внешнюю секцию крыла поворачивают вокруг поперечной оси до тех пор, пока внешняя секция крыла не будет по существу перпендикулярна внутренней секции крыла. Затем развернутую внешнюю секцию крыла поворачивают в направлении назад вокруг точки поворота на стыке между удлинительной трубкой и внутренней секцией крыла. После того как внешнее крыло сложили назад таким образом, чтобы оно по существу совпадало с продольной осью воздушного судна и проходило параллельно указанной оси, внешнюю секцию крыла передвигают вперед вдоль продольной оси, взаимодействуя с удлинительной трубкой и располагая внешнюю секцию крыла в непосредственной близости с внутренней секцией крыла для транспортировки. В этом положении внешняя секция крыла прочно закреплена для хранения и/или транспортировки.

Далее будут подробно описаны варианты осуществления настоящего изобретения со ссылкой на прилагаемые фигуры. Хотя настоящее изобретение было описано и проиллюстрировано с некоторой степенью конкретики, понятно, что настоящее раскрытие выполнено лишь в качестве примера и что специалисты в данной области техники могут прибегнуть к многочисленным изменениям в сочетании и расположении частей без выхода за пределы сути и объема настоящего изобретения.

Нижеследующее описание, выполненное со ссылками на прилагаемые фигуры, предназначено для помощи в полном и исчерпывающем понимании иллюстративных вариантов осуществления настоящего изобретения, как определено в формуле изобретения и ее эквивалентах. Оно включает в себя различные характерные детали, предназначенные для такого понимания, при этом их следует рассматривать лишь в качестве иллюстрации. Таким образом, специалистам в данной области техники будет понятно, что различные изменения и модификации вариантов осуществления, описанных в настоящем документе, могут быть выполнены без выхода за пределы объема и сути настоящего изобретения. Кроме того, описание известных функций и конструкций не будет приводиться в настоящем документе в целях ясности и краткости.

Термины и слова, используемые в нижеследующих описании и формуле изобретения не ограничиваются библиографическими значениями, а скорее используются авторами настоящего изобретения для обеспечения ясного и единого понимания настоящего изобретения. Таким образом, специалистам в данной области техники будет очевидно, что нижеследующее описание иллюстративных вариантов осуществления настоящего изобретения приведено лишь с целью иллюстрации, а не с целью ограничения настоящего изобретения, объем которого определяется лишь прилагаемой формулой и ее эквивалентами.

Под термином «по существу» подразумевается, что изложенная характеристика, параметр или значение не обязательно должны быть достигнуты точно, и что отклонения или изменения, включая, например, допуски, ошибки измерения, ограничения точности измерения и другие факторы, известные специалистам в данной области техники, могут иметь место в количествах, которые не препятствуют эффекту, для обеспечения которого предназначена характеристика.

«Лонжерон» крыла представляет собой, как правило, основной структурный элемент крыла, проходящий вдоль размаха крыла под прямыми углами (или около этого в зависимости от стреловидности крыла) к фюзеляжу. На лонжерон воздействуют полетные нагрузки, когда воздушное судно находится в полете, и масса крыльев, когда воздушное судно находится на земле. Другие структурные и образующие элементы, такие как нервюры (см. ниже), могут быть присоединены к лонжерону или лонжеронам, при этом, в случае наличия, конструкция с работающей оболочкой также воспринимает нагрузки. Когда на единственный лонжерон воздействует большая часть сил, его именуют основным лонжероном.

«Нервюра» воздушного судна представляет собой образующие элементы структуры крыла, особенно в традиционной конструкции. По аналогии, нервюры присоединены к основному лонжерону с повторяемыми интервалами, образуя скелет крыла. Как правило, нервюры включают форму аэродинамического профиля крыла, и обшивка принимает эту форму при натягивании поверх нервюр.

«Носок крыла» представляет собой часть крыла, которая первая взаимодействует с воздушным потоком и, как правило, является самым передним краем аэродинамического профиля. В качестве примера различия, во время падения на хвост, с аэродинамической точки зрения задняя кромка крыла становится носком крыла и vice-versa, но со структурной точки зрения носок крыла остается низменным.

«Задняя кромка крыла» аэродинамической поверхности является ее задним краем, на котором воздушный поток, разделенный носком крыла, снова соединяется. Основные поверхности управления присоединены к задней кромке крыла для перенаправления воздушного потока и приложения управляющего усилия путем изменения его момента. Такие поверхности управления включают в себя элероны на крыльях для управления креном, рули высоты на хвостовом стабилизаторе, управляющие тангажом, и руль поворота на хвосте для управления рысканием.

«Корень крыла» представляет собой часть крыла на воздушном судне с неподвижным крылом, которая находится ближе всего к фюзеляжу. По аналогии, «конец крыла» представляет собой часть крыла, которая является наиболее удаленной от фюзеляжа воздушного судно с неподвижным крылом.

На всех прилагаемых фигурах подобные номера позиций относятся к подобным элементам. На фигурах размеры определенных линий, слоев, компонентов, элементов или признаков могут быть изображены увеличенными для большей ясности.

Используемая в настоящем документе терминология предназначена лишь для описания конкретных вариантов осуществления и не предназначена для ограничения настоящего изобретения. В контексте настоящего документа подразумевается, что формы единственного числа включают также формы множественного числа, если из контекста явным образом не следует обратное. Таким образом, например, ссылка на «модульную поверхность» включает ссылку на одну или несколько таких поверхностей.

В контексте настоящего документа любая ссылка на «один вариант осуществления» или «вариант осуществления» означает, что конкретный элемент, признак, структура или характеристика, описанные в связи с этим вариантом осуществления, включены по меньшей мере в один вариант осуществления. Не все появления фразы «согласно одному варианту осуществления» в различных местах описания обязательно относятся к одному и тому же варианту осуществления.

В контексте настоящего документа термины «содержит», «содержащий», «включает», «включающий», «характеризуется наличием», «характеризующийся наличием» или любые другие их варианты, предназначены для охвата неисключающего включения. Например, процесс, способ, изделие или устройство, которые содержат перечень элементов, не обязательно ограничены этими элементами и могут включать в себя другие элементы, которые явно не перечислены или присущи этому процессу, способу, изделию или устройству. Кроме того, если явно не указано на противоположное, «или» относится к включающему ИЛИ, а не к исключающему ИЛИ. Например, условие А или В удовлетворяет любому из следующего: А истинно (или присутствует), а В ложно (или не присутствует); А ложно (или не присутствует), а В истинно (или присутствует); и как А, так и В истинны (или присутствуют).

Если явно не определено другое, все термины (включая технические и научные термины), используемые в настоящем документе, имеют такое же значение, как обычно понимается специалистом в области техники, к которой относится настоящее изобретение. Также следует понимать, что термины, такие как определены в обычно используемых словарях, должны интерпретироваться как имеющие значение, которое соответствует их значению в контексте описания и релевантной области техники, и не должны интерпретироваться в идеализированном или слишком формальном смысле, если это прямо не определено в настоящем документе. Известные функции или конструкции могут не быть подробно описаны в настоящем документе из соображений лаконичности и/или ясности.

Следует также понимать, что если о каком-либо элементе говорится, что он расположен «на», «прикреплен» к, «присоединен» к, «связан» с, «взаимодействует с», «установлен» и т.п. на другом элементе, то указанный элемент может непосредственно располагаться на, крепиться к, соединяться с, связываться с или взаимодействовать с другим элементом или между этими элементами могут также присутствовать промежуточные элементы. Напротив, когда о каком-либо элементе говориться, например, что он расположен «непосредственно на», «непосредственно прикреплен» к, «непосредственно соединен» с, «непосредственно связан» с или «непосредственно взаимодействует» с другим элементом, то между ними нет каких-либо промежуточных элементов. Специалистам в данной области техники также понятно, что при упоминании структуры или признака, располагающихся «смежно» с другим признаком, такие структура или признак могут иметь части, которые перекрывают смежный признак или располагаются под ним.

Пространственно относительные термины, такие как «под», «ниже», «нижний», «над», «верхний» и т.п., могут быть использованы в настоящем документе для упрощения описания расположения одного элемента или признака относительно другого(других) элемента(ов) или признака(ов), как изображено на фигурах. Следует понимать, что пространственно относительные термины предназначены для охвата различных ориентаций устройства во время его использования или работы, наряду с ориентациями, изображенными на фигурах. Например, если устройство на фигурах изображено перевернутым, элементы, описанные как находящиеся «под» другими элементами или признаками или «ниже» них, будут расположены «над» другими элементами или признаками. Таким образом, иллюстративный термин «под» может охватывать ориентацию «над» и «под». Устройство может быть иначе ориентировано (повернуто на 90 градусов или находиться в других ориентациях), и пространственно относительные идентификаторы, используемые в настоящем документе, интерпретированы соответственно. Аналогично, термины «вверх», «вниз», «вертикальный», «горизонтальный» и т.п. используют в настоящем документе лишь в целях пояснения, если специально не указано другое.

Кроме того, в описание также включены блок-схемы, изображающие примеры методики, которая может быть использована для складывания крыла воздушного судна с использованием ручного механизма для складывания крыла согласно настоящему изобретению. Следует понимать, что в нижеследующем описании каждый блок из иллюстраций блок-схемы и сочетания блоков в иллюстрациях блок-схемы могут быть реализованы различными путями.

Следовательно, блоки из иллюстраций блок-схемы поддерживают комбинации средств для осуществления определенной функции и комбинации стадий для осуществления определенной функции. Следует понимать, что каждый блок из иллюстраций блок-схемы и сочетания блоков в иллюстрациях блок-схемы могут быть реализованы при помощи специализированных аппаратных систем, которые осуществляют определенные функции или стадии, или комбинаций специализированного аппаратного обеспечения и инструкций.

При прочтении этого раскрытия, специалистам в данной области техники будут очевидны дополнительные и альтернативные конструктивные и функциональные схемы для ручного механизма для складывания крыла, а также процесса ручного складывания крыла на основе принципов, раскрытых в настоящем документе. Следовательно, хотя в настоящем документе были проиллюстрированы и описаны конкретные варианты осуществления и практического применения, следует понимать, что раскрытые варианты осуществления не ограничиваются точной конструкцией и компонентами, раскрытым в настоящем документе. Различные модификации, изменения и варианты, которые будут очевидны специалистам в данной области техники, могут быть выполнены в отношении компоновки, работы и деталей способа и устройства, раскрытых в настоящем документе, без выхода за переделы сути и объема, определенных в прилагаемой формуле изобретения.

Изобретение, раскрытое в настоящем документе, может быть лучше понято при рассмотрении прилагаемых фигур, включая фиг. 1. На фиг. 1 - фиг. 5 представлены некоторые изображения ручного механизма для складывания крыла согласно настоящему изобретению, во время его использования для складывания крыла из полетной конфигурации в конфигурацию для хранения и/или транспортировки. На фиг. 1 представлен вид в перспективе спереди справа воздушного судна, которое содержит ручной механизм для складывания крыла согласно настоящему изобретению. В конфигурации, изображенной на фиг. 1, крыло находится в полетной конфигурации.

Для целей настоящего рассмотрения воздушное судно, изображенное на фиг. 1, включает три основные оси ориентации. Указанные оси включают поперечную ось или ось 110 тангажа, продольную ось или ось 120 крена и вертикальную ось или ось 130 рыскания. Воздушное судно, изображенное на фиг. 1, содержит крыло, сконфигурированное для выполнения полетов и проходящее от конца 140 крыла до корня 150 крыла. Согласно одному варианту осуществления настоящего изобретения крыло разделено в месте 160 стыка. С внешней стороны места 160 стыка находится внешняя или первая секция крыла, связанная с концом 140 крыла. С внутренней стороны места 160 стыка расположены внутренняя или вторая секция крыла, связанная с корнем 150 крыла. Как и большинство крыльев воздушного судна, это крыло содержит множество нервюр и лонжеронов. Лонжероны проходят параллельно поперечной оси 110 (оси тангажа), а нервюры проходят параллельно продольной оси 120 (оси крена). Как правило, основной лонжерон крыла отвечает за передачу аэродинамических нагрузок вдоль поперечной оси 110. Согласно одному варианту осуществления настоящего изобретения первая секция крыла содержит лонжерон 180 первой секции крыла, а вторая секция крыла содержит лонжерон 190 второй секции крыла. Лонжерон 180 первой секции крыла и лонжерон 190 второй секции крыла перекрываются в области стыка 160 и соединены при помощи нескольких срезных штифтов (не показаны). Согласно другим вариантам осуществления крыло воздушного судна может содержать два или более основных лонжеронов крыла, при этом они могут либо перекрываться, либо нет.

На фиг. 2 представлен вид в перспективе спереди справа воздушного судна, содержащего ручной механизм для складывания крыла согласно настоящему изобретению, при этом первая секция крыла находится в выдвинутом положении. Как изображено на фиг. 2, первая секция 210 крыла выдвинута наружу вдоль поперечной оси 110 от продольной и вертикальной осей, а также от второй секции 220 крыла. Вторая секция 220 крыла остается прикрепленной к фюзеляжу.

Весьма существенно, что согласно одному варианту осуществления настоящего изобретения лонжерон 180 первой секции крыла отходит и становится отдельным от лонжерона 190 второй секции крыла. Как видно на фиг. 2, когда первая секция крыла находится в полетной конфигурации и не выдвинута, имеет место перекрытие между лонжероном 180 первой секции крыла и лонжероном 190 второй секции крыла. Когда пользователь отсоединяет первую секцию 210 крыла от второй секции 220 крыла, непрерывность основного лонжерона крыла прерывается и не может более использоваться для передачи нагрузок, включая массу конструкции первой секции крыла. Таким образом, когда первая секция 210 крыла находится в выдвинутом положении, удлинительная трубка 230 остается единственным соединением между первой секцией 210 крыла и второй секцией 220 крыла. Другими словами, механизм для складывания согласно настоящему изобретению не зависит от структурных элементов крыла, на которые воздействуют и которые переносят аэродинамические нагрузки.

Рассмотрим также фиг. 3, на которой представлен другой вид в перспективе спереди справа воздушного судна, содержащего ручной механизм для складывания крыла согласно настоящему изобретению. Согласно этому изображению выдвинутая первая секция 210 крыла выдвинута наружу и повернута приблизительно на 90 градусов против часовой стрелки. Специалисту в данной области техники будет понятно, что на текущих фигурах изображено крыло правого борта или правое крыло, и что движения, рассмотренные в настоящем документе, будут зеркальными для крыла левого борта или левого крыла. На данной стадии первая секция 210 крыла поддерживается пользователем, который удерживает и манипулирует крылом, взявшись, предположительно, за конец крыла, и удлинительной трубкой 230 на стыке 160 второй секция крыла. Согласно этому варианту осуществления настоящего изобретения удлинительная трубка 230 проходит от первой секции 210 крыла и расположена внутри указанной секции, при этом указанная трубка с возможностью поворота соединена со второй секцией 220 крыла в точке 310 поворота. Согласно другому варианту осуществления настоящего изобретения удлинительная трубка может быть расположена внутри второй секции 220 крыла или может иметь место сочетание первого и второго вариантов.

На фиг. 4 представлен вид в перспективе сбоку воздушного судна, содержащего один вариант осуществления механизма для складывания крыла согласно настоящему изобретению. На этой фигуре первая секция крыла была сложена назад в точке 310 поворота. Крыло повернуто вокруг вертикальной оси и совмещено с фюзеляжем таким образом, чтобы проходить параллельно продольной оси. Согласно одному варианту осуществления настоящего изобретения первая секция 210 крыла остается выдвинутой вдоль оси удлинительной трубки 230. Для снижения нагрузки, действующей на удлинительную трубку, и чтобы сделать воздушное судно более компактным и устойчивым при транспортировке, первую секцию 210 крыла перемещают вперед вдоль продольной оси, как показано на фиг. 5. Как изображено на фигуре, согласно этому варианту осуществления удлинительная трубка 230 полностью расположена внутри первой секции 210 крыла и, как рассмотрено далее, зафиксирована относительно поворота. Другой признак настоящего изобретения заключается в том, что крыло, в своем сложенном и убранном положении, может быть прикреплено в области конца 140 крыла к горизонтальному хвостовому стабилизатору 510. Это устраняет или снижает любые дополнительные нагрузки, которые могут воздействовать на удлинительные трубки и/или точку поворота, когда первая секция крыла находится в сложенной конфигурации.

Процесс возврата крыла в полетную конфигурацию из убранного положения представляет собой лишь процесс, обратный описанному выше. Первую секцию крыла отсоединяют от горизонтального хвостового оперения и выдвигают назад настолько, насколько позволит длина хода удлинительной трубки. Пользователь, взявшись за конец крыла, поворачивает крыло вбок вокруг вертикальной оси до тех пор, пока первая секция крыла не будет параллельна поперечной оси, при этом она будет ориентирована вертикально. Затем первую секцию крыла, находящуюся в полностью выдвинутом состоянии, поворачивают вокруг поперечной оси, чтобы совместить лонжерон первой секции крыла с лонжероном второй секции крыла. После этого первую секцию крыла прижимают ко второй секции крыла до тех пор, пока лонжерон первой секции крыла не соединится с лонжероном второй секции крыла, образуя основной лонжерон крыла, в результате чего крыло переходит в полетную конфигурацию.

Стыковка первой секции крыла со второй секцией крыла и соединение первого лонжерона крыла со вторым лонжероном крыла представляют собой важную стадию в процессе складывания/раскладывания крыла. Крыло поддерживает фюзеляж во время полета и силы, генерируемые крылом и воздействующие на крыло, передаются фюзеляжу при помощи лонжерона. Следовательно, соединение лонжерона первой секции крыла с лонжероном второй секции крыла должно быть точным, стабильным и надежным.

На фиг. 6А и 6В представлен развернутый вид стыка между первой секцией крыла и второй секцией крыла и, в частности, соединения первого лонжерона крыла и второго лонжерона крыла. Согласно одному варианту осуществления настоящего изобретения, как изображено на фиг.6А, лонжерон 180 первой секции крыла содержит соединительную секцию 610, которая, когда находится в полетной конфигурации, перекрывается 620 с лонжероном 190 второй секции крыла. Дистальный конец соединительной секции 610 содержит первый срезной штифт 615, который входит в приемник или гнездо 625 для первого срезного штифта, расположенное в перегородке 630 лонжерона второй секции крыла, которая связана с лонжероном 190 второй секции крыла. Аналогично, лонжерон 180 первой секции крыла содержит перегородку 640 лонжерона первой секции крыла, которая характеризуется наличием гнезда для второго срезного штифта, в которое входит второй срезной штифт 655, связанный с лонжероном 190 второй секции крыла.

Рассмотрим вид сверху крыла, изображенный на фиг. 6В, на котором можно отчетливо увидеть перекрытие между лонжероном 190 второй секции крыла и соединительной секцией 610 лонжерона 180 первой секции крыла. Перегородка 630 второй секции крыла выступает из лонжерона 190 второй секции крыла таким образом, чтобы совмещаться с первым срезным штифтом 615, а перегородка 640 первой секции крыла выступает из лонжерона 180 первой секции крыла таким образом, чтобы совмещаться со вторым срезным штифтом 655.

Согласно одному варианту осуществления настоящего изобретения первый и второй срезные штифты расположены параллельно поперечной оси 110 и перпендикулярно продольной оси 120. Следовательно, при перемещении первой секции крыла в полетную конфигурацию относительно второй секции крыла, первый и второй срезные штифты входят в зацепление с соответствующими перегородками лонжеронов и автоматически с приемниками для срезных штифтов. Благодаря конфигурации согласно настоящему изобретению, нет необходимости поддерживать положение первой секции крыла относительно второй секции крыла, так как осуществлена вставка отдельных срезных штифтов. Скорее, простое перемещение первой секции крыла в полетную конфигурацию относительно второй секции крыла вызовет зацепление срезных штифтов, формируя соединенный основной лонжерон крыла.

Так как аэродинамические нагрузки передаются от лонжерона 180 первой секции крыла к лонжерону 190 второй секции крыла, смещенная конфигурация стыка будет создавать крутящий момент. Для того чтобы решить эту проблему, третий срезной штифт был установлен поблизости с задней кромкой крыла в области стыка между первой секцией крыла и второй секцией крыла.

На фиг. 7 представлен вид в перспективе спереди справа выдвинутого крыла, которое характеризуется наличием ручного механизма для складывания крыла согласно настоящему изобретению. На представленном изображении стыка между первой секцией 210 крыла и второй секцией 220 крыла хорошо видно перекрытие лонжерона 180 первой секции крыла и лонжерона 190 второй секции крыла. Кроме того, хорошо видно наличие третьего срезного штифта 710, установленного во вторичном лонжероне 720. Аналогично первому срезному штифту 615 и второму срезному штифту (не показаны), третий срезной штифт 710 входит в зацепление с приемником 740 для третьего срезного штифта, связанным со второй секцией 220 крыла. Так как аэродинамические нагрузки передаются из первой секции 210 крыла во вторую секцию 220 крыла через стык лонжеронов, результирующий крутящий момент будет компенсирован ввиду наличия третьего срезного штифта 710.

На фиг. 7 также изображена нервюра 725 первой секции крыла, которая служит для оконцовки первой секции 210 крыла, и нервюра 730 второй секции крыла, которая служит для оконцовки второй секции 220 крыла. Кроме того, со второй секцией 220 крыла и нервюрой 730 второй секции крыла связано шарнирное соединение 760, которое непосредственно связано с удлинительной трубкой 230, проходящей между первой секцией 210 крыла и второй секцией 220 крыла. Шарнирное соединение 760 представляет собой единственную точку взаимодействия между удлинительной трубкой 230 и нервюрой 740 второй секции крыла. Шарнирное соединение 760 позволяет первой секции 210 крыла поворачиваться вокруг поперечной оси (продольной оси удлинительной трубки 230) и поворачиваться вокруг оси, параллельной оси рыскания воздушного судна. Альтернативно, шарнирное соединение может быть ограничено лишь обеспечением поворота удлинительной трубки вокруг оси рыскания, при этом первая секция 210 крыла выполнена с возможностью поворота вокруг продольной оси удлинительной трубки 230 в точке зацепления с указанной удлинительной трубкой.

На фиг. 8 представлен вид сверху ручного механизма для складывания крыла согласно настоящему изобретению, при этом первая секция крыла отклонена назад приблизительно на 45 градусов в целях иллюстрации. Следует понимать, что хотя представленное изображение первой секции 210 крыла относительно второй секции 220 крыла является иллюстрацией их взаимного расположения и иллюстрацией механизма для складывания крыла согласно настоящему изобретению, эксплуатация предлагаемого механизма не предусматривает этой конкретной ориентации первой секции 210 крыла относительно второй секции 220 крыла.

На фиг. 8 представлены размещение и конфигурация удлинительной трубки 230 и кожуха 830 удлинительной трубки. Как описано ранее, удлинительная трубка 230 соединена со второй секцией 220 крыла, или точнее с нервюрой 730 второй секции крыла в области шарнирного соединения 760. Затем удлинительная трубка пересекает нервюру 725 первой секции крыла, проходит через опорную структуру 810 и входит в кожух 830 удлинительной трубки. Согласно этому варианту осуществления настоящего изобретения опорная структура 810 содержит плавающий подшипник 820. Плавающий подшипник поддерживает удлинительную трубку 230, при выходе ее из кожуха 830, и обеспечивает некоторую поперечную и вертикальную гибкость в отношении выравнивания первой секции 210 крыла и, следовательно, срезных штифтов, при их приближении к приемникам для срезных штифтов, связанных со второй секцией 220 крыла.

Рассмотрим теперь фиг. 9, на которой представлен подробный внутренний вид в перспективе первой секции крыла, если смотреть сзади сверху. На этом изображении первой секции 210 крыла хорошо видна конфигурация из трех срезных штифтов 615, 655, 710, которая передает аэродинамические нагрузки от лонжерона 180 первой секции крыла к лонжерону 190 второй секции крыла. Немного позади лонжерона 180 первой секции крыла находятся удлинительная трубка 230 и кожух 830 удлинительной трубки. Кожух удлинительной трубки прикреплен к первой секции 210 крыла и выполнен с возможностью обеспечения прохождения через него удлинительной трубки 230, а также предоставления структурной поддержки указанной трубке. Когда первая секция 210 крыла соединена со второй секцией 220 крыла и находится в полетной конфигурации, удлинительная трубка 230 проходит через кожух 830 удлинительной трубки и находится в первой секции 210 крыла. При выдвижении первой секции 210 крыла вдоль поперечной оси 110 воздушного судна и в направлении от второй секции 220 крыла, удлинительная трубка 230 проходит через кожух 830 до тех пор, пока она не достигнет стопора или упора внутри кожуха 830. По пути к шарнирному соединению 760, смежному со второй секцией 220 крыла, удлинительная трубка 230 проходит через отверстие плавающего подшипника 820, который связан с вторичной опорной структурой 810.

Согласно одному варианту осуществления настоящего изобретения кожух 830 удлинительной трубки содержит направляющую 850, которая способствует выравниванию первой секции 210 крыла, когда она приближается к стыку со второй секцией 220 крыла. Как будет понятно специалисту в данной области техники, выравнивание срезных штифтов относительно приемников срезных штифтов и их взаимодействие представляют собой основную стадию процесса ручного складывания крыла. Когда первая секция крыла достигает второй секции крыла, срезные штифты должны быть надежно зафиксированы в соответствующих им приемниках для срезных штифтов. Неправильное выравнивание срезных штифтов потенциально может вызвать повреждение приемников или самих штифтов, что может изменить эксплуатационные характеристики и характеристики переноса нагрузки.

При приближении первой секции крыла ко второй секции крыла, удлинительная трубка перемещается внутри кожуха 830 удлинительной трубки до тех пор, пока секции крыла не встретятся. Так как это ручная система, существует большая изменчивость в отношении точности и единообразия выполнения процесса соединения. Тем не менее, все три срезных штифта должны быть надежно посажены в соответствующие им приемники или гнезда для того, чтобы обеспечить надлежащую передачу аэродинамических нагрузок от лонжерона первой секции крыла к лонжерону второй секции крыла. Таким образом, направляющая 850 помогает пользователю надлежащим образом посадить срезные штифты в соответствующие им гнезда.

При приближении секций крыла друг к другу, направляющая 850 взаимодействует с удлинительной трубкой 230 для того, чтобы увеличить точность их ориентации и обеспечить взаимодействие срезных штифтов с соответствующими им гнездами. Согласно одному варианту осуществления настоящего изобретения направляющая состоит из нескольких сужающихся каналов, которые принимают один или несколько штифтов, выступающих из удлинительной трубки. Когда удлинительная трубка 230 перемещается через кожух 830 удлинительной трубки и через направляющую 850, штифты направляются в сужающийся канал. Штифты расположены на удлинительной трубке, а каналы сконфигурированы на направляющей таким образом, чтобы обеспечить выравнивание срезных штифтов относительно гнезд для срезных штифтов. Благодаря этому первая секция крыла может быть вручную приближена ко второй секция крыла с некоторой степенью свободы. Когда первая секция крыла приблизится ко второй секции крыла на небольшое расстояние, штифты на удлинительной трубке попадут в каналы направляющей. При дальнейшем уменьшении расстояния, штифты и направляющая продолжат взаимодействие для коррекции ориентации первой секции крыла относительно второй секции крыла с тем, чтобы выровнять срезные штифты относительно соответствующих гнезд для срезных штифтов.

Согласно другому варианту осуществления настоящего изобретения направляющая помогает при осуществлении фиксации первой секции крыла для хранения и транспортировки. Напомним, что после того как первую секцию крыла повернули вокруг поперечной оси и затем сложили назад вокруг вертикальной оси, первая секция крыла все еще продолжает выступать вдоль удлинительной трубки. После осуществления складывания крыла назад, его толкают вперед в положение хранения/убранное положение. Снова удлинительная трубка перемещается внутри первой секции крыла и кожуха удлинительной трубки. При установке первой секции крыла в ее убранное положение, направляющая снова взаимодействует со штифтами, расположенными на удлинительной трубке. На этот раз штифты не предназначены для расположения первой секции крыла с обеспечением точной степени выравнивания, а обеспечивают средство, которое поддерживает и фиксирует крыло, когда оно располагается рядом с фюзеляжем.

Как упоминалось выше, согласно одному варианту осуществления первая секция крыла соединена со второй секцией крыла при помощи трех срезных штифтов. Специалисту в данной области техники понятно, что другие конфигурации и количества штырей могут быть использованы для соединения первой секции крыла со второй секцией крыла без выхода за пределы объема настоящего изобретения. Согласно одному варианту осуществления настоящего изобретения соединение первой секции крыла со второй секцией крыла происходит одновременно со вставкой несущих нагрузку срезных штифтов в их гнезда. Для этого срезные штифты расположены параллельно поперечной оси воздушного судна, а не параллельно продольной оси воздушного судна, как в большинстве известных из уровня техники конструкций. Более того, большинство известных конструкций предусматривают двухстадийный процесс. Этот процесс обычно включает приведение лонжеронов крыла в соответствие друг с другом с образованием стыка, а также вставку срезных штифтов для обеспечения переноса нагрузок. В настоящем изобретении эти две стадии объединены.

При расположении первой секции крыла в непосредственной близости от второй секции крыла для достижения полетной конфигурации, каждый из срезных штифтов должен совмещаться с соответствующим ему гнездом и входить в него. Как описано выше, направляющая, связанная с удлинительной трубкой, выравнивает две секции крыла относительно друг друга с некоторой степенью точности. Как будет понятно специалисту в данной области техники, посадка срезного штифта в гнездо должна быть достаточно тугой, чтобы предотвратить нежелательный люфт и любые вызываемые им повреждения соединения, которые могут возникнуть после периодических циклов нагрузки. Процесс корректировки выравнивания лонжеронов и последующей вставки соответствующих штифтов позволяет выполнить корректировку и подтверждение выравнивания лонжеронов до вставки штифтов. Настоящее изобретение решает эту проблему не только при помощи направляющей удлинительной трубки, но также при помощи многоступенчатой конструкции срезных штифтов.

Согласно одному варианту осуществления настоящего изобретения каждому срезному штифту присуща пулеобразная форма, характеризующаяся наличием двух или более горизонтальных поверхностей, посредством которых можно передавать нагрузки от лонжерона первой секции крыла к лонжерону второй секции крыла. На фиг. 10 представлен разрез срезного штифта, находящегося внутри гнезда для срезного штифта, согласно одному варианту осуществления настоящего изобретения. Срезной штифт 1010, изображенный на фиг. 10, имеет конструкцию с двумя конусовидными сужениями, которая содержит скругленную, пулеобразную носовую часть 1030 на дистальном конец срезного штифта 1010, за которой следует первая несущая нагрузку секция 1040, а затем вторая несущая нагрузку секция 1050, при этом второй несущей нагрузку секции 1050 присущ диаметр, который больше диаметра первой несущей нагрузку секции 1040. Гнезду 1020 присуща форма, которая позволяет расположить срезной штифт 1010 таким образом, чтобы при полной вставке юбка 1060 срезного штифта, связанная с проксимальным концом срезного штифта 1010, садилась на пластину 1070 гнезда, ограничивающую внешний край гнезда 1020 для срезного штифта.

Как будет понятно специалисту в данной области техники, форма срезного штифта, изображенная на фиг. 10, и связанное с ним гнездо обеспечивают получение самовыравнивающейся системы. При корректировке с использованием направляющей выравнивания и сочленения первой секции крыла со второй секцией крыла, необходимо лишь расположить срезные штифты таким образом, чтобы дистальный конец 1030 срезного штифта 1010 находился внутри кармана или гнезда в области пластины 1070 гнезда. Когда штифт 1010 перемещается внутри гнезда 1020, коническая форма штифта и форма гнезда направляют штифт в надлежащее положение. Хотя штифт, изображенный на фиг. 8, имеет две несущих нагрузку поверхности, другие конструкции могут иметь большее или меньше количество таких поверхностей. Фактически, при обеспечении полного взаимодействия между гнездом и штифтом, это соединение способно нести часть срезающей нагрузки между лонжероном первой секции крыла и лонжероном второй секции крыла. Однако, как будет понятно специалисту в данной области техники, полностью коническая конструкция будет создавать результирующую боковую силу, вызывающую выход срезного штифта из гнезда. Таким образом, настоящая конструкция предусматривает наличие полости 1080 между коническими стенками гнезда/штифта, когда срезной штифт 1010 находится в надлежащем положении, чтобы минимизировать любую силу, которая может отрицательно воздействовать на целостность стыка между первой секцией крыла и второй секцией крыла. Наконец, срезной штифт содержит боковую полость или отверстие 1090, проходящее по ширине штифта и выполненное внутри конической секции. При подробном рассмотрении фиг. 11, описание которой приведено ниже, станет очевидно, что полость предназначена для приема стопорного штифта, который фиксирует срезной штифт 1010 внутри гнезда 1020 после полной вставки.

На фиг. 11 представлен вид в перспективе спереди снизу внешней поверхности внутренней секции крыла и стопорное устройство согласно одному варианту осуществления настоящего изобретения. На внешней поверхности или нервюре 730 второй секции 220 крыла установлено стопорное устройство 1110, которое фиксирует второй и третий срезные штифты 655, 710 внутри их гнезд 660, 740. Стопорное устройство содержит поворотную рукоятку 1120, соединенную с двумя тягами 1130, на каждой из которых закреплен штифт (не показан), который расположен рядом или поперек соответственно второго и третьего гнезд 660, 740. При повороте рукоятки 1120 по часовой стрелке, тяги 1130 перемещают штифты внутрь гнезд и через них, фиксируя штифты 655, 710.

Когда первая секция 210 крыла соединена со второй секцией 220 крыла, срезные штифты 615, 655, 710 выровнены относительно соответствующих им гнезд 625, 660, 740 и вставлены в них. Согласно этому варианту осуществления настоящего изобретения второй срезной штифт 655 и третий срезной штифт 710 содержат полость или отверстие 1090, которое сконфигурировано для размещения стопорного штифта, связанного со стопорным устройством 1110. После того как срезные штифты 615, 655, 710 плотно посажены в своих гнездах 625, 660, 740, рукоятку 1120 стопорного устройства поворачивают по часовой стрелке для вставки стопорных штифтов в предназначенные для них полости 1090. Как будет понятно специалисту в данной области техники, аэродинамические силы, воздействующие на первую секцию крыла и передаваемые на вторую секцию крыла, по существу выровнены с вертикальной осью или осью рыскания. Таким образом, большая часть силы представляет собой срезающую силу, воздействующую на срезной штифт. На первую секцию крыла воздействует небольшое усилие вдоль поперечной оси или оси тангажа и, следовательно, стопорному штифту следует лишь надежно удерживать срезной штифт внутри гнезда для срезного штифта. Специалисту в данной области техники будет также понятно, что можно реализовать другие ориентации и механизмы вставки стопорных штифтов без отступления от объема и сути настоящего изобретения.

Другой признак настоящего изобретения заключается в способности легко направить первую секцию крыла в надлежащее положение, в результате чего первая секция крыла может быть соединена со второй секцией крыла. Как описано выше, форма срезных штифтов позволяет выполнить объединение двух секций крыла при наличии небольшого смещения между ними. Как только срезные штифты входят в их гнезда, происходит окончательное выравнивание крыльев. Для того чтобы дополнительно способствовать выравниванию срезных штифтов относительно их приемников или гнезд, подвижный подшипниковый или направляющий узел 820 охватывает удлинительную трубку 230. На фиг. 12 представлен вид в перспективе сбоку внутренней нервюры первой секции 210 крыла, в которой установлен подвижный подшипник, согласно одному варианту осуществления настоящего изобретения. Подшипниковый узел 820 расположен внутри силовой нервюры 810 таким образом, чтобы через него проходила удлинительная трубка 230, соединяющая первую секцию 210 крыла со второй секцией 220 крыла.

Как изображено на фиг. 13, подшипниковый узел 820 содержит внешний корпус 1310 и внутренний корпус 1330. Внутренний диаметр 1340 внутреннего корпуса 1330 является достаточно большим для вставки удлинительной трубки 230, которой присущ определенный внешний диаметр. Между внутренним корпусом 1330 и внешним корпусом 1310 расположена деформируемая пружина 1320, которая обеспечивает боковое смещение внутреннего корпуса 1330 и, следовательно, удлинительной трубки 230 относительно внешнего корпуса 1310. Так как в выдвинутом состоянии первая секция 210 крыла поддерживается удлинительной трубкой 230, подвижная природа внутреннего подшипника 1330 позволяет пользователю регулировать и точно настраивать положение первой секции крыла относительно второй секции крыла при осуществлении их соединения.

Еще одна инновация настоящего изобретения включает направляющую 850, которая также помогает направить первую секцию крыла в надлежащее положение относительно второй секции крыла для достижения полетной конфигурации. На фиг. 14 представлен вид в перспективе направляющей, предназначенной для помощи при соединении первой секции крыла со второй секцией крыла, согласно одному варианту осуществления настоящего изобретения. Направляющая 850 содержит несколько пазов 1420, в которые входят штифты 1410, прикрепленные к удлинительной трубке 230. Когда первая секция крыла и сопутствующая удлинительная трубка переведены из их полностью выдвинутого состояния в состояние для соединения, удлинительная трубка пересекает кожух 830 удлинительной трубки и направляющую. Как только первая секция крыла приближается ко второй секции крыла, один или более штифтов 230, прикрепленных к удлинительной трубке 230, попадают в сужающийся паз 1420 внутри направляющей 850. Когда штифт 1410 входит в зацепление с пазом и проходит по нему, первая секция крыла, которая зафиксирована относительно направляющей 850 удлинительной трубки, направляется в заданное положение. В этом положении, задаваемом самой узкой частью направляющей 850, дистальный конец срезных штифтов попадает в гнездо для срезного штифта. Упомянутая выше направляющая 850, действующая совместно подвижным подшипником 820 и коническими срезными штифтами 615, 655, 710, позволяет пользователю вручную эффективно и повторяемо устанавливать первую секцию крыла в полетную конфигурацию.

Механизм для складывания крыла согласно настоящему изобретению позволяет пользователю вручную отсоединять, складывать и убирать внешнюю (первую) секцию крыла отдельно от внутренней (второй) секции крыла для хранения и/или транспортировки. Описанный в настоящем документе механизм не только предоставляет средство, которое обеспечивает эффективное складывание и хранение первой секции крыла, но также позволяет надежным и простым способом перевести воздушное судно в полетную конфигурацию.

На фиг. 15 представлена блок-схема, которая иллюстрирует одну методику складывания первой секции крыла воздушного судна для приведения ее в убранное положение с использованием одного варианта осуществления механизма для складывания крыла согласно настоящему изобретению. Специалисту в данной области техники будет понятно, что эти стадии не являются исчерпывающими и что промежуточный или отличающийся подход, в котором используют механизм для складывания крыла согласно настоящему изобретению, может обеспечить достижение подобных или даже идентичных результатов. Следовательно, представленные ниже стадии могут, согласно другим вариантам осуществления, быть объединены или удалены и, согласно еще одним вариантам осуществления, другие стадии могут быть включены в указанную методику без отступления от сути и объема настоящего изобретения.

Процесс, в ходе которого крыло складывают и переводят в убранное или приспособленное для перевозки положение, начинают на стадии 1505 с поворота стопорной рукоятки 1510 таким образом, чтобы высвободить срезные штифты из соответствующих гнезд. Напомним, что согласно одному варианту осуществления два срезных штифта зафиксированы в их гнездах при помощи штифта, который присоединен к узлу из поворотных тяг и рукоятки. При повороте рукоятки происходит отведение стопорных штифтов, что позволяет извлечь срезные штифты из их гнезд.

Когда штифты перемещены в отведенное состояние, первую секцию крыла отодвигают 1520 вдоль поперечной оси от второй секции крыла. В большинстве случаев пользователь будет поддерживать первую секцию крыла в области конца крыла и оттягивать первую секцию крыла в направлении от фюзеляжа. После выскальзывания срезных штифтов из их гнезд начинается разделение стыка между первой секцией крыла и второй секцией крыла. Несмотря на то, что пользователь удерживает массу крыла, поддерживая его конец, при вытаскивании срезных штифтов из их гнезд некоторая часть нагрузки передается на удлинительную трубку.

Когда первая секция крыла выдвинута в направлении от второй секции крыла вдоль поперечной оси или оси тангажа воздушного судна, пользователь поддерживает первую секцию крыла в области конца крыла, а удлинительная трубка воспринимает остальную часть нагрузки в точке поворота, смежной со второй секцией крыла. После того как секция крыла полностью выдвинута, пользователь поворачивает 1540 первую секцию крыла вокруг поперечной оси/оси тангажа таким образом, чтобы повернуть вверх носок крыла первой секции крыла. Согласно другому варианту осуществления носок крыла может быть повернут вниз. Первую секцию крыла поворачивают приблизительно на 90 градусов, в результате чего первая секция крыла, хотя и выровненная вдоль поперечной оси воздушного судна, будет перпендикулярна второй секции крыла.

Когда поворот первой секции завершен, пользователь поворачивает 1550 первую секцию крыла в направлении назад вокруг вертикальной оси или оси рыскания, чтобы привести конец крыла первой секции крыла к хвостовой части воздушного судна. На этой стадии первую секцию крыла совмещают с продольной осью/осью крена воздушного судна.

После того как первая секция крыла будет совмещена с продольной осью воздушного судна, первую секцию крыла перемещают 1570 вперед вдоль продольной оси воздушного судна. При перемещении секции крыла в направлении носовой части воздушного судна, удлинительная трубка входит в первую секцию крыла, не выходя за границы крыла. При перемещении крыла вперед, направляющие штифты, связанные с удлинительной трубкой, входят в сужающийся паз, выполненный в направляющей. Таким путем взаимодействие между направляющей и направляющими штифтами способствует фиксации первой секции крыла, предотвращающей вращение вокруг удлинительной трубки (продольной оси в этом положении) и/или шарнирного соединения во время транспортировки и хранения.

После того как крыло полностью перемещено вперед и совмещено с продольной осью воздушного судна, конец крыла сложенной первой секции крыла прикрепляют 1580 к хвостовой части или хвостовому оперению воздушного судна, завершая 1595 складывание крыла.

Возврат крыла воздушного судна в исходное положение включает выполнение приведенных выше стадий в обратном порядке и проиллюстрировано при помощи блок-схемы, изображенной на фиг. 16. Процесс возврата в исходное положение начинается 1605 с отсоединения или отцепления 1610 конца сложенного крыла от хвостовой части или хвостового оперения воздушного судна. После отсоединения от хвостовой части, первая секция крыла поддерживается пользователем в области конца крыла и удлинительной трубкой в области стыка. Поддерживая конец крыла, пользователь перемещает 1620 первую секцию крыла назад, в направлении от носовой части воздушного судна и вдоль продольной оси воздушного судна.

После того как удлинительная трубка была полностью выдвинута, направляющие штифты, связанные с удлинительной трубкой, больше не взаимодействуют с пазами направляющей. Следовательно, в этом положении крыло может не только быть повернуто вперед вокруг шарнирного соединения, но также может быть повернуто вокруг удлинительной трубки. Тем не менее, чтобы предотвратить взаимодействие между крылом и фюзеляжем, крыло поддерживают ориентированным вертикально до тех пор, пока первая и вторая секция крыла не будут выровнены вдоль поперечной оси.

Следовательно, следующая стадия в процесс возврата крыла в исходное положение включает поворот 1640 первой секции крыла вокруг вертикальной оси/оси рыскания воздушного судна в точке поворота. Первую секцию крыла поворачивают вперед таким образом, чтобы совместить ее с поперечной осью/осью тангажа воздушного судна. В этом положении крыло поворачивают 1650 вокруг поперечной оси, опуская носок крыла вниз так, чтобы совместить его с носком крыла второй секции крыла.

Удерживая конец крыла, первую секцию крыла толкают (перемещают) 1670 в направлении второй секции крыла вдоль поперечной оси. Как только удлинительная трубка начнет входить в первую секцию крыла, установочный штифт, связанный с удлинительной трубкой, будет взаимодействовать с направляющей. Сужающиеся пазы в направляющей способствуют надлежащему выравниванию первой секции крыла относительно второй секции крыла таким образом, чтобы срезные штифты первой секции крыла могли войти в зацепление с гнездами для срезных штифтов второй секции крыла.

После того как первое крыло направлено в заданное положение при помощи сужающихся пазов направляющей, незначительные регулировки положения первой секции крыла можно выполнить за счет подвижного подшипника, который позволяет осуществлять перемещение удлинительной трубки в плоскости, ограниченной осью рыскания и осью крена воздушного судна. Обеспечиваемая подшипником гибкость, наряду с направляющей, позволяет расположить концы срезных штифтов в соответствующих гнездах для срезных штифтов. Так как срезным штифтам присуща, согласно одному варианту осуществления настоящего изобретения, конфигурация с несколькими конусовидными сужениями, они также помогают направлять первую секцию крыла в надлежащее положение относительно второй секции крыла.

После того как срезные штифты первой секции крыла сядут в гнезда для срезных штифтов, связанные со второй секцией крыла, стопорные штифты для срезных штифтов могут быть вставлены в срезные штифты путем приведения в действие 1680 стопорного устройства для срезных штифтов. Вставка стопорных штифтов в срезные штифты обеспечивает закрепление 1695 первой секции крыла во второй секции крыла в полетной конфигурации.

Ручной механизм для складывания крыла согласно настоящему изобретению предоставляет средство, посредством которого можно выполнить перемещение крыла воздушного судна между полетной конфигурацией и конфигурацией, в которой крыло убрано для хранения и транспортировки. Механизм для складывания состоит главным образом из удлинительной трубки, которая позволяет выдвигать внешнюю часть крыла в направлении от внутренней секции, поворачивать указанную часть вокруг поперечной оси воздушного судна, а затем поворачивать указанную часть назад, а затем поворачивать ее назад таким образом, чтобы совместить крыло с продольной осью воздушного судна рядом с фюзеляжем.

Механизм для складывания крыла согласно настоящему изобретению выполнен независимо от структурных компонентов крыла, используемых для передачи аэродинамических нагрузок во время полета. Иными словами, лонжерон (лонжероны) крыла не участвует(ют) в поддержке внешней секции крыла, когда ее выдвигают, поворачивают и разворачивают назад в убранное положение. Кроме того, ручной механизм для складывания крыла согласно настоящему изобретению позволяет пользователю осуществить приблизительное выравнивание первой секции крыла, а затем механизм для складывания крыла помогает скорректировать выравнивание для достижения финальной конфигурации. Выравнивание и форма срезных штифтов представляют собой один из признаков настоящего изобретения, который позволяет осуществить этот тип окончательного процесса корректировки. Благодаря соединению лонжерона крыла первой секции крыла с лонжероном второй секция крыла с использованием срезных штифтов, которые также выровнены вдоль поперечной оси воздушного судна (с которой совмещены лонжероны), стык первой секции крыла со второй секцией крыла обеспечивает надлежащую посадку срезных штифтов в их гнезда. Второстепенная стадия вставки срезных штифтов в прилегающие лонжероны не является обязательной, что упрощает процесс и делает стык более надежным.

Ручной механизм для складывания крыла согласно настоящему изобретению является простым, эффективным, надежным и износостойким. Благодаря предложенному механизму один человек сможет высвободить и сложить каждое крыло воздушного судна в конфигурацию для хранения/транспортировки, а также повторно привести воздушное судно в полетную конфигурацию.

Один вариант осуществления ручного механизма для складывания крыла согласно настоящему изобретению содержит:

- крыло, которое характеризуется наличием первой секции крыла, связанной с концом крыла и лонжероном первой секции крыла, и второй секции крыла, связанной с корнем крыла и лонжероном второй секции крыла, при этом крыло в полетной конфигурации связано с поперечной осью, проходящей от конца крыла к корню;

- несколько срезных штифтов, предназначенных для соединения лонжерона первой секции крыла с лонжероном второй секции крыла, при этом несколько срезных штифтов проходят по существу параллельно поперечной оси; и

- приспособление для складывания, соединяющее первую секцию крыла и вторую секцию крыла, при этом приспособление для складывания выполнено с возможностью выдвигания первой секции крыла в направлении от второй секции крыла вдоль поперечной оси, вращения первого крыла вокруг поперечной оси и поворота первой секции крыла вокруг вертикальной оси, перпендикулярной поперечной оси, с расположением лонжерона первой секции крыла по существу перпендикулярно лонжерону второй секции крыла.

Вышеупомянутый механизм для складывания крыла согласно настоящему изобретению может дополнительно содержать следующие признаки

- при этом передача аэродинамических нагрузок осуществляется независимо от приспособления для складывания;

- при этом, когда крыло находится в полетной конфигурации, часть первого лонжерона крыла перекрывается с частью лонжерона второй секции крыла;

- при этом несколько срезных штифтов выполнены с возможностью передачи полетных аэродинамических нагрузок от первой секции крыла ко второй секции крыла;

- при этом каждый из нескольких срезных штифтов входит в одно из нескольких соответствующих гнезд для срезных штифтов;

- при этом каждый из нескольких срезных штифтов связан с первой секцией крыла;

- при этом каждый из нескольких срезных штифтов связан с лонжероном первой секции крыла.

- при этом каждое из нескольких гнезд для срезных штифтов связано со второй секцией крыла;

- при этом каждое из нескольких гнезд для срезных штифтов связано с лонжероном второй секции крыла;

- при этом один или более из нескольких срезных штифтов зафиксированы в соответствующих нескольких гнездах для срезных штифтов при помощи поперечного стопорного штифта;

- при этом каждый из нескольких срезных штифтов характеризуется наличием первого диаметра и второго диаметра, и при этом срезающая нагрузка распределяется между первым диаметром и вторым диаметром; и

- при этом каждый из нескольких срезных штифтов характеризуется наличием нескольких значений диаметра поперечного сечения.

Согласно другому варианту осуществления настоящего изобретения складываемое крыло воздушного судна содержит:

- первую секцию крыла, характеризующуюся наличием первого лонжерона крыла;

- вторую секцию крыла, характеризующуюся наличием второго лонжерона крыла, при этом в полетной конфигурации первый лонжерон крыла соединен со вторым лонжероном крыла, образуя стык лонжеронов крыла, выполненный с возможностью передачи аэродинамических нагрузок между первой секцией крыла и второй секцией крыла; и

- удлинительное устройство, шарнирно соединяющее первую секцию крыла со второй секцией крыла, при этом, после отсоединения первого лонжерона крыла от второго лонжерона крыла, удлинительное устройство выполнено с возможностью выдвигания первой секции крыла в направлении от второй секции крыла вдоль поперечной оси, по существу параллельной первому лонжерону крыла, вращения первой секции крыла вокруг поперечной оси, а также поворота в точке поворота, связанной со второй секцией крыла, для перехода в приспособленную для перевозки конфигурацию.

Дополнительные признаки вышеупомянутого складываемого крыла могут включать:

- при этом стык лонжеронов крыла содержит несколько срезных штифтов и несколько гнезд для срезных штифтов;

- при этом несколько срезных штифтов расположены по существу вдоль поперечной оси;

- при этом каждый из нескольких срезных штифтов характеризуется наличием первого диаметра штифта и второго диаметра штифта, и при этом срезающая нагрузка распределяется между первым диаметром штифта и вторым диаметром штифта;

- при этом каждое из несколько гнезд для срезных штифтов характеризуется наличием первого диаметра гнезда и второго диаметра гнезда, которые соответствуют первому диаметру штифта и второму диаметру штифта;

- при этом в полетной конфигурации несколько срезных штифтов зафиксированы внутри нескольких гнезд для срезных штифтов при помощи поперечного стопорного штифта;

- при этом в полетной конфигурации часть первого лонжерона крыла перекрывается с частью лонжерона второй секции крыла;

- при этом удлинительное устройство является независимым от первого лонжерона крыла и второго лонжерона крыла;

- при этом аэродинамические нагрузки, передаваемые между первым лонжероном крыла и вторым лонжероном крыла, не воздействуют на удлинительное устройство;

- при этом удлинительное устройство содержит направляющий канал, выполненный с возможностью совмещения нескольких срезных штифтов с несколькими гнездами для срезных штифтов, при переводе первой секции крыла из приспособленной для перевозки конфигурации в полетную конфигурацию; и

- при этом первая секция крыла содержит плавающий подшипник, охватывающий удлинительное устройство, и при этом плавающий подшипник позволяет перемещать первую секцию крыла перпендикулярно поперечной оси и вокруг удлинительного устройства, при введении в зацепление нескольких срезных штифтов с несколькими гнездами для срезных штифтов.

Система для трансформации крыла из приспособленной для перевозки конфигурации в полетную конфигурацию, в соответствии с настоящим изобретением, содержит:

- первый лонжерон крыла, связанный с первой секцией крыла, при этом первая секция крыла в приспособленной для перевозки конфигурации по существу ортогональна второй секции крыла;

- второй лонжерон крыла, связанный со второй секцией крыла, при этом первый лонжерон крыла выполнен с возможностью крепления ко второму лонжерону крыла в области стыка лонжеронов крыла;

- устройство для складывания, независимое от первого лонжерона крыла и второго лонжерона крыла, соединяющее первую секцию крыла со второй секцией крыла и выполненное с возможностью перемещения первой секции крыла из приспособленной для перевозки конфигурации в полетную конфигурацию таким образом, чтобы связать первый лонжерон крыла со вторым лонжероном крыла в области стыка лонжеронов крыла; и

- несколько срезных штифтов, соединяющих первый лонжерон крыла со вторым лонжероном крыла, при этом каждый из нескольких срезных штифтов характеризуется наличием первого диаметра штифта и второго диаметра штифта, и при этом срезающая нагрузка распределяется между первым диаметром штифта и вторым диаметром штифта.

Дополнительные признаки вышеупомянутой системы могут включать:

- Систему для трансформации крыла, описание которой приведено выше, в которой аэродинамические нагрузки, передаваемые между первым лонжероном крыла и вторым лонжероном крыла, не влияют на устройство для складывания.

- Система для трансформации крыла, описание которой приведено выше, в которой первая секция крыла содержит плавающий подшипник, позволяющий перемещать первую секцию крыла перпендикулярно поперечной оси, параллельной первому лонжерону крыла, при соединении первого лонжерона крыла со вторым лонжероном крыла посредством нескольких срезных штифтов.

- Система для трансформации крыла, описание которой приведено выше, в которой несколько срезных штифтов расположены вдоль поперечной оси, параллельной первому лонжерону крыла.

- Система для трансформации крыла, описание которой приведено выше, в которой в полетной конфигурации часть первого лонжерона крыла перекрывается с частью лонжерона второй секции крыла.

Другой вариант осуществления настоящего изобретения включает методику ручного складывания крыла воздушного судна из полетной конфигурации в убранную или приспособленную для перевозки конфигурацию. Способ предусматривает следующие стадии:

- поворот контровочного замка для высвобождения одного или нескольких срезных штифтов из соответствующих гнезд для срезных штифтов;

- выдвигание первой секции крыла параллельно поперечной оси воздушного судно и вдоль удлинительной трубки, поддерживая первую секцию крыла в области конца первой секции крыла;

- после осуществления полного выдвигания первой секции крыла, поворот носка крыла первой секции крыла вверх и вокруг поперечной оси воздушного судна до тех пор, пока линия от носка крыла до задней кромки крыла не будет перпендикулярна поперечной оси;

- поворот первой секции крыла назад вокруг вертикальной оси воздушного судна в точке поворота; и

- после совмещения первой секции крыла с продольной осью воздушного судна, перемещение первой секции крыла вперед вдоль продольной оси в убранную конфигурацию.

Подобный вариант осуществления настоящего изобретения включает методику ручного перевода крыла воздушного судна из убранной или приспособленной для перевозки конфигурации в полетную конфигурацию. Указанная методика предусматривает следующие стадии:

- отсоединение конца крыла от горизонтального хвостового оперения, поддерживая первую секцию крыла воздушного судна в области конца крыла;

- перемещение первой секции крыла назад вдоль продольной оси воздушного судна до тех пор, пока удлинительная трубка не будет полностью выдвинута;

- поворот первой секции крыла вокруг вертикальной оси воздушного судна в точке поворота до тех пор, пока первая секция крыла не будет совмещена с поперечной осью воздушного судна;

- поворот носка крыла первой секции крыла вниз вокруг поперечной оси воздушного судна;

- перемещение первой секции крыла в направлении второй секции крыла, связанной с фюзеляжем воздушного судна, и вдоль поперечной оси воздушного судна до тех пор, пока один или несколько срезных штифтов не войдут во взаимодействие с соответствующими гнездами для срезных штифтов;

- после расположения одного или нескольких срезных штифтов в соответствующих гнездах для срезных штифтов, приведение в действие стопорного устройства для срезных штифтов, фиксируя первую секцию крыла относительно второй секции крыла в полетной конфигурации.

Хотя настоящее изобретение было конкретно проиллюстрировано и описано со ссылками на варианты осуществления, специалисту в данной области техники будет понятно, что различные изменения формы и деталей могут быть выполнены без отступления от сути и объема настоящего изобретения. Кроме того, следует понимать, что это описание выполнено лишь в качестве примера, и что объем и суть настоящего изобретения определены в прилагаемой формуле изобретения.

Как будет понятно специалисту в данной области техники, настоящее изобретение может быть воплощено в других конкретных формах без отступления от его сути и существенных характеристик. Аналогично, конкретное наименование и разделение модулей, управляющих блоков, функций, систем, инструментов, слоев, признаков, атрибутов, методик и других аспектов не являются обязательными или существенными, и механизмы, которые реализовывают настоящее изобретение и его признаки, могут иметь различные имена, деления и/или форматы. Кроме того, как будет очевидно специалисту в данной области техники, модули, управляющие блоки, функции, системы, инструменты, слои, признаки, атрибуты, методики и другие аспекты настоящего изобретения могут быть реализованы в различных формах без отступления от объема настоящего изобретения. В частности, понятно, что специалистам в данной области техники будут очевидны другие модификации после ознакомления с идеями вышеприведенного раскрытия. Такие модификации могут включать другие признаки, которые уже известны как таковые и которые могут быть использованы вместо или дополнительно к признакам, которые уже описаны в настоящем документе. Хотя формула изобретения была сформулирована в настоящей заявке для конкретных сочетаний признаков, следует понимать, что объем настоящего раскрытия также включает любые новые признаки или любые новые сочетания признаков, которые раскрыты полностью явно или неявно, или любые их обобщения или модификации, которые будут очевидны специалисту в данной области техники, независимо от того, относится ли он (признак) к такому же изобретению, как заявлено в настоящем документе в любом пункте формулы, и независимо от того, решает ли он какие-либо или все технические проблемы, на решение которых направлено настоящее изобретение. Настоящим заявитель оставляет за собой право сформулировать новые пункты формулы изобретения для таких признаков и/или сочетаний таких признаков во время введения делопроизводства по настоящей заявке или любой другой заявке, выделенной из нее.

1. Механизм для складывания крыла для применения на воздушном судне, содержащий:

крыло, характеризующееся наличием первой секции крыла, связанной с концом крыла и лонжероном первой секции крыла, и второй секции крыла, связанной с корнем крыла и лонжероном второй секции крыла, при этом крыло в полетной конфигурации связано с поперечной осью, проходящей от конца крыла к корню;

несколько срезных штифтов, выполненных с возможностью соединения лонжерона первой секции крыла с лонжероном второй секции крыла, при этом несколько срезных штифтов проходят параллельно поперечной оси, и причем по меньшей мере два из нескольких срезных штифтов отделены друг от друга вдоль поперечной оси, и причем лонжерон первой секции крыла перекрывается с лонжероном второй секции крыла, когда находится в полетной конфигурации; и

приспособление для складывания, независимое от лонжерона первой секции крыла и лонжерона второй секции крыла, соединяющее первую секцию крыла со второй секцией крыла, при этом приспособление для складывания выполнено с возможностью выдвигания первой секции крыла в направлении от второй секции крыла вдоль поперечной оси, вращения первого крыла вокруг поперечной оси и поворота первой секции крыла вокруг вертикальной оси, перпендикулярной поперечной оси, с расположением лонжерона первой секции крыла перпендикулярно лонжерону второй секции крыла.

2. Механизм для складывания крыла для применения на воздушном судне по п. 1, в котором несколько срезных штифтов передают полетные аэродинамические нагрузки от первой секции крыла ко второй секции крыла.

3. Механизм для складывания крыла для применения на воздушном судне по п. 1, в котором, когда крыло находится в полетной конфигурации, часть первого лонжерона крыла перекрывается с частью лонжерона второй секции крыла.

4. Механизм для складывания крыла для применения на воздушном судне по п. 1, в котором каждый из нескольких срезных штифтов входит в одно из нескольких соответствующих гнезд для срезных штифтов.

5. Механизм для складывания крыла для применения на воздушном судне по п. 4, в котором каждый из нескольких срезных штифтов связан с первой секцией крыла.

6. Механизм для складывания крыла для применения на воздушном судне по п. 4, в котором каждый из нескольких срезных штифтов связан с лонжероном первой секции крыла.

7. Механизм для складывания крыла для применения на воздушном судне по п. 4, в котором каждое из нескольких гнезд для срезных штифтов связано со второй секцией крыла.

8. Механизм для складывания крыла для применения на воздушном судне по п. 4, в котором каждое из нескольких гнезд для срезных штифтов связано с лонжероном второй секции крыла.

9. Механизм для складывания крыла для применения на воздушном судне по п. 4, в котором один или более из нескольких срезных штифтов зафиксированы в соответствующих нескольких гнездах для срезных штифтов при помощи поперечного стопорного штифта.

10. Механизм для складывания крыла для применения на воздушном судне по п. 1, в котором каждый из нескольких срезных штифтов характеризуется наличием первого диаметра и второго диаметра, при этом срезающая нагрузка распределяется между первым диаметром и вторым диаметром.

11. Механизм для складывания крыла для применения на воздушном судне по п. 1, в котором каждый из нескольких срезных штифтов характеризуется наличием нескольких значений диаметра поперечного сечения.

12. Складываемое крыло воздушного судна, содержащее:

первую секцию крыла, характеризующуюся наличием первого лонжерона крыла;

вторую секцию крыла, характеризующуюся наличием второго лонжерона крыла, при этом в полетной конфигурации первый лонжерон крыла соединен со вторым лонжероном крыла, образуя стык лонжеронов крыла для передачи аэродинамических нагрузок между первой секцией крыла и второй секцией крыла; и

удлинительное устройство, независимое от первого лонжерона крыла и второго лонжерона крыла, шарнирно соединяющее первую секцию крыла со второй секцией крыла, при этом, после отсоединения первого лонжерона крыла от второго лонжерона крыла, удлинительное устройство выдвигает первую секцию крыла в направлении от второй секции крыла вдоль поперечной оси, параллельной первому лонжерону крыла, вращает первую секцию крыла вокруг поперечной оси и поворачивает первую секцию крыла в точке поворота, связанной со второй секцией крыла, для перехода в приспособленную для перевозки конфигурацию.

13. Складываемое крыло воздушного судна по п. 12, в котором стык лонжеронов крыла содержит несколько срезных штифтов и несколько гнезд для срезных штифтов.

14. Складываемое крыло воздушного судна по п. 13, в котором несколько срезных штифтов расположены по существу вдоль поперечной оси и прикреплены к первой секции крыла.

15. Складываемое крыло воздушного судна по п. 13, в котором каждый из нескольких срезных штифтов характеризуется наличием первого диаметра штифта и второго диаметра штифта, и при этом срезающая нагрузка распределяется между первым диаметром штифта и вторым диаметром штифта.

16. Складываемое крыло воздушного судна по п. 15, в котором каждое из несколько гнезд для срезных штифтов характеризуется наличием первого диаметра гнезда и второго диаметра гнезда, которые соответствуют первому диаметру штифта и второму диаметру штифта.

17. Складываемое крыло воздушного судна по п. 13, в котором в полетной конфигурации несколько срезных штифтов зафиксированы внутри нескольких гнезд для срезных штифтов при помощи поперечного стопорного штифта.

18. Складываемое крыло воздушного судна по п. 12, в котором в полетной конфигурации часть первого лонжерона крыла перекрывается с частью лонжерона второй секции крыла.

19. Складываемое крыло воздушного судна по п. 12, в котором удлинительное устройство является независимым от первого лонжерона крыла и второго лонжерона крыла.

20. Складываемое крыло воздушного судна по п. 13, в котором несколько срезных штифтов передают полетные аэродинамические нагрузки от первой секции крыла ко второй секции крыла.

21. Складываемое крыло воздушного судна по п. 12, в котором удлинительное устройство содержит направляющий канал, предназначенный для совмещения нескольких срезных штифтов с несколькими гнездами для срезных штифтов, при переводе первой секции крыла из приспособленной для перевозки конфигурации в полетную конфигурацию.

22. Складываемое крыло воздушного судна по п. 12, в котором первая секция крыла содержит плавающий подшипник, охватывающий удлинительное устройство, и при этом плавающий подшипник перемещает первую секцию крыла перпендикулярно поперечной оси и вокруг удлинительного устройства, при введении в зацепление нескольких срезных штифтов с несколькими гнездами для срезных штифтов.

23. Система для трансформации крыла из приспособленной для перевозки конфигурации в полетную конфигурацию, причем указанная система содержит:

первый лонжерон крыла, связанный с первой секцией крыла, при этом первая секция крыла в приспособленной для перевозки конфигурации по ортогональна второй секции крыла;

второй лонжерон крыла, связанный со второй секцией крыла, при этом первый лонжерон крыла выполнен с возможностью крепления ко второму лонжерону крыла в области стыка лонжеронов крыла;

устройство для складывания, независимое от первого лонжерона крыла и второго лонжерона крыла, соединяющее первую секцию крыла со второй секцией крыла и выполненное с возможностью перемещения первой секции крыла из приспособленной для перевозки конфигурации в полетную конфигурацию таким образом, чтобы выровнять первый лонжерон крыла со вторым лонжероном крыла в области стыка лонжеронов крыла вдоль поперечной оси; и

несколько срезных штифтов, расположенных вдоль поперечной оси и прикрепленных к первой секции крыла, причем по меньшей мере два из нескольких срезных штифтов отделены друг от друга вдоль поперечной оси, соединяющих первый лонжерон крыла со вторым лонжероном крыла, при этом каждый из нескольких срезных штифтов характеризуется наличием первого диаметра штифта и второго диаметра штифта, и при этом срезающая нагрузка распределяется между первым диаметром штифта и вторым диаметром штифта.

24. Система для трансформации крыла по п. 23, в которой лонжерон первой секции крыла перекрывается с лонжероном второй секции крыла, когда находится в полетной конфигурации.

25. Система для трансформации крыла по п. 23, в которой первая секция крыла содержит плавающий подшипник, позволяющий перемещать первую секцию крыла перпендикулярно поперечной оси, параллельной первому лонжерону крыла, при соединении первого лонжерона крыла со вторым лонжероном крыла посредством нескольких срезных штифтов.

26. Система для трансформации крыла по п. 23, в которой несколько срезных штифтов расположены вдоль поперечной оси, параллельной первому лонжерону крыла.

27. Система для трансформации крыла по п. 23, в которой в полетной конфигурации часть первого лонжерона крыла перекрывается с частью лонжерона второй секции крыла.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиастроения. Летательный аппарат с изменяемой геометрией крыльев содержит фюзеляж и размещенные симметрично продольной оси фюзеляжа крылья, каждое из которых состоит из закрепленного на фюзеляже основания и шарнирно установленной на основании с возможностью поворота консоли.

Узел крыла содержит наклонный конец крыла, содержащий внешнюю часть, присоединенную с возможностью поворота к основному крылу, содержащему подвижную поверхность управления, или к внутренней части наклонного конца крыла.

Изобретение относится к легким гидросамолетам (самолетам-амфибиям) для базирования на кораблях легкого класса или в прибрежной зоне. Легкий гидросамолет содержит фюзеляж-лодку, крыло, консоли которого выполнены складывающимися и разделенными на две части по размаху - внутренняя складывается вверх, а внешняя складывается вниз вдоль внутренней части консоли крыла, оперение, силовую установку.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Складываемая аэродинамическая поверхность с двумя линиями складывания содержит центроплан, корневую и концевую панель, оси складывания которых параллельны оси корпуса летательного аппарата, силовой привод корневой панели, установленный в центроплане и регулируемый по длине шток, установленный в корневой панели для взаимодействия с концевой панелью.

Изобретение относится к области летательных аппаратов (ЛА). Устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей ЛА состоит из узла, обеспечивающего прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к корпусу летательного аппарата и замкового устройства.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Складываемая аэродинамическая поверхность содержит центроплан и шарнирно соединенную с ним панель, расположенную в центроплане соосно оси складывания и с возможностью контакта толкателя и винтового штока.

Изобретение относится к области авиации, в частности к самолетам со складываемым крылом. Транспортное средство содержит фюзеляж (1), движитель, крыло, консоли (2, 3) которого выполнены с возможностью складывания, устройство складывания крыла.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к способу приведения в полетную конфигурацию летательного аппарата (ЛА), транспортируемого к точке сброса авиационным носителем.
Изобретение относится к планерной транспортной системе. Воздушная транспортная система состоит из грузовых и пассажирских компактных летательных аппаратов, двухъярусной взлетно-посадочной полосы, центра управления воздушным транспортным потоком, системы поиска и генераторов восходящих воздушных потоков и сервисов обслуживания.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Устройство фиксации в сложенном положении консолей крыла беспилотного летательного аппарата содержит корпус, в котором в деформированном состоянии установлена пружина сжатия, ось которой параллельна срединной плоскости консоли крыла, фиксирующий узел, контактирующий с пружиной и установленный с возможностью перемещения вдоль оси в сложенном положении консолей крыла.

Механизм для складывания крыла предоставляет средство, посредством которого можно выполнить перемещение крыла воздушного судна между полетной конфигурацией и конфигурацией, в которой крыло убрано для хранения и транспортировки. Механизм для складывания содержит удлинительную трубку, которая позволяет выдвигать внешнюю часть крыла в направлении от внутренней секции крыла, поворачивать указанную внешнюю часть вокруг поперечной оси воздушного судна, а затем поворачивать ее назад таким образом, чтобы совместить крыло с продольной осью воздушного судна рядом с фюзеляжем. Механизм для складывания крыла не зависит от структурных компонентов крыла, используемых для передачи аэродинамических нагрузок во время полета. Предложено также складываемое крыло воздушного судна и система для трансформации крыла из приспособленной для перевозки конфигурации в полетную конфигурацию. При этом предоставляется возможность выполнить приблизительное выравнивание внешней секции крыла, после этого механизм для складывания крыла помогает скорректировать выравнивание указанной секции для ее установки в конечную полетную конфигурацию. Группа изобретений направлена на упрощение конструкции. 3 н. и 24 з.п. ф-лы, 16 ил.

Наверх