Переключатель режимов управления передней опорой шасси самолета (варианты), узел переключателя и силовой каркас переключателя

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к системам управления рулежным устройством передней опорой шасси самолета при наземном движении самолета. Переключатель режимов управления передней опорой шасси самолета содержит силовой каркас со смонтированными в нем элементами системы управления с образованием трех управляющих цепей. Каждая цепь включает пару элементов, регулируемо разделяемую подвижной экранируемой шторкой. Переключатель выполнен с возможностью взаимодействия с элементом внешнего управляющего устройства типа кулачка, жестко закрепленного на рулевой колонке. Кулачок имеет форму дуги сектора с двумя контактными поверхностями, снабженными каждая ответными центрирующими канавками. Переключатель оснащен двумя ответными качалками с параллельно расположенными валами, на которых установлены три рычага третьего рода. На валу каждой качалки установлен ролик, выполненный с возможностью ограниченных поворотов его оси в плоскости симметрии рулевой колонки. Ролики подвижно сопряжены с одной из поверхностей дуги сектора кулачка для автоматического считывания с кулачка команд на поддержание и/или переключение режимов управления. Ответные рычаги каждой качалки соединены стягивающими пружинами. На консольном участке каждого рычага качалки установлена шторка магнитонепрозрачного экрана. Повышается безопасность при эксплуатации. 4 н. и 3 з.п. ф-лы, 8 ил.

 

Изобретение относится к авиационной технике, а именно, к системам управления рулежным устройством передней опорой шасси самолета при движении самолета в режимах «руление» и «взлет-посадка».

Известен переключатель системы управления передней опорой шасси самолета, содержащей механически связанные между собой рулевые колонки, одна из которых выполнена с управляющим кулачком переключателя режимов управления, включающего смонтированные в силовом каркасе управляющие цепи, каждая из которых содержит магнит и концевой выключатель, регулируемо разделенные экранирующими шторками (SU №1504935 А1, 27.09.2000).

Известен также переключатель режимов управления устройства управления передней опорой шасси самолета с управляющими цепями, включающими концевые выключатели и магниты, качалки с регулируемыми экранирующими шторками для переключения режимов управления, а также командные датчики для режима «взлет-посадка» под педалями и для режима «руление», связанные с рукоятками управления, центрирующий цилиндр, механически связанный с рукоятками, для возврата их и валов командных датчиков для режима «руление» в нейтральное положение (Руководство по летной эксплуатации самолета Ил-86. М.:Издательство Машиностроение, 2-е издание, 1980, раздел 10, с. 2-6, рис. 10.10-2),

Известен переключатель режимов управления передней опорой шасси самолета, кинематически связанный с колонкой одной из рукояток управления и имеющий магнитно-управляемые выключатели (RU 2070140 С1, опубл. 10.12.1996).

Известен переключатель режимов управления, содержащий концевые выключатели и магниты, регулируемо разделяемые экранирующими шторками при поворотах рулевой колонки, а также систему центрирующих цилиндров рулевых колонок (RU 2395428 С1, опубл. 27.07.2010).

Известные переключатели режимов управления, содержащиеся в приведенных системах управления передней опорой шасси самолета имеют ряд недостатков, к числу которых относятся - невысокая компактность, повышенная материалоемкость, и относительная конструктивная сложность переключателя, в частности, исполнения узла сопряжения опорного кулачка с роликами устройства управления в переключателе режимов управления передней опорой шасси самолета, что до некоторой степени снижает надежность, ресурс работы, влияя на длительность эксплуатации.

Задачей группы изобретения, объединенных единым творческим замыслом, является разработка переключателя режимов управления устройства управления передней опорой шасси самолета, обеспечивающего повышение безопасности и надежности, а также удобства управления поворотом колес передней опоры шасси при разноскоростных режимах движения самолета.

Поставленная задача решается тем, что переключатель режимов управления передней опорой шасси самолета, согласно изобретению, содержит силовой каркас со смонтированными в нем элементами системы управления передней опорой шасси самолета, обеспечивающими возможность переключения режимов «взлет-посадка» и «руление», образующими в совокупности не менее двух управляющих цепей, каждая из которых включает, по меньшей мере, одну пару элементов «магнит - концевой выключатель», регулируемо разделяемую подвижными шторками с возможностью переменного экранирования магнитного поля для прохождения команд на включение-отключение концевых выключателей соответствующей пары элементов, при этом переключатель режимов управления включает предназначенную для взаимодействия с каждой из управляющих цепей пару командных роликов, подвижно сопряженных с жестко закрепленным на рулевой колонке посредством втулки внешним управляющим устройством типа кулачка, выполненного в виде дугового элемента с угловой величиной дуги не менее чем (±67)°, считая от нейтрального положения кулачка, относительно осевой плоскости симметрии, проведенной через ось рулевой колонки, и содержащего две верхнюю и нижнюю контактные задаточные поверхности, наделенные каждая в средней части дуги ответными верхней и нижней радиально ориентированными центрирующими канавками, в совокупности необходимыми для переключаемого управления передней опорой шасси, выполняемого в режиме «руление» при поворотах кулачка в пределах углового сектора контактных поверхностей дуги последнего, и перехода на педальное управление в режиме «взлет-посадка», выполняемое при поворотах кулачка в пределах углового сектора, соответствующего угловому сектору границ центрирующих канавок, составляющему (±7)°, считая от нейтрального положения кулачка, с одновременным автоматическим отключением в указанном угловом диапазоне ручного управления передней опорой шасси самолета, для чего переключатель снабжен двумя сопряженными качалками, установленными на двух параллельных валах, неподвижно закрепленных в силовом каркасе с возможностью ограниченных угловых поворотов относительно своей оси, и наделенных каждый не менее чем двумя консольными плечами, выполненными в виде рычагов третьего рода, ответными аналогичным оппозитно установленным рычагам сопряженной качалки, при этом на валу каждой качалки установлена материальная ось командного ролика, ориентированная в плоскости оси симметрии рулевой колонки, нормальной к оси вала качалки, а каждый ролик выполнен с возможностью ограниченных поворотов его оси в плоскости симметрии рулевой колонки на угол α_р, определенный в диапазоне значений α_р=(11÷18)°, подвижно сопряжен с одной из контактных поверхностей дуги кулачка для автоматического считывания с последнего команд на поддержание и/или переключение режимов управления, совершаемых при входе и выходе из центрирующей канавки и качении по упомянутым секторам контактных поверхностей дуги кулачка, причем каждый из рычагов одной качалки соединен на участке его длины с ответным рычагом сопряженной качалки, по меньшей мере, двумя стягивающими пружинами, прижимающими командные ролики пары ответных рычагов к контактным поверхностям дуги кулачка, и снабжен консольным участком, содержащим экранирующую шторку.

При этом каждый рычаг, установленный на своей качалке, может быть выполнен с изломом его продольной оси в плоскости поворотов рычага и с точкой излома оси, вынесенной за пределы участка приложения сил от оси качалки, командного ролика и пружин, стягивающих ответные рычаги сопряженных качалок, с образованием двух изменяющихся углов в виде ответных участков ломаных осей рычагов.

Поставленная задача решается тем, что переключатель режимов управления передней опорой шасси самолета по второму варианту, согласно изобретению, содержит силовой каркас со смонтированными в нем элементами системы управления передней опорой шасси самолета, обеспечивающими возможность переключения режимов «взлет-посадка» и «руление», образующими в совокупности не менее двух управляющих цепей, каждая из которых включает, по меньшей мере, одну пару элементов «магнит - концевой выключатель», в которой концевой выключатель содержит элементы типа герконов, срабатывающих на замыкание и размыкание цепи электрического тока в системе управления передней опорой шасси самолета под воздействием на герконы создаваемого магнитом магнитного поля, посредством управляемого прерывания магнитного поля магнитонепрозрачным экраном, который выполнен в виде пары взаимно раздвигаемых шторок и сопрягаемых при переключении режимов управления передней опорой шасси самолета «руление» и «взлет-посадка», при этом переключатель режимов управления включает предназначенную для взаимодействия с каждой из управляющих цепей пару командных роликов, подвижно сопряженных с жестко закрепленным на рулевой колонке посредством втулки внешним управляющим устройством типа кулачка, выполненного в виде дугового элемента с угловой величиной дуги не менее чем (±67)°, считая от нейтрального положения кулачка, относительно осевой плоскости симметрии, проведенной через ось рулевой колонки, и содержащего две верхнюю и нижнюю контактные задаточные поверхности, наделенные каждая в средней части дуги ответными верхней и нижней радиально ориентированными центрирующими канавками, в совокупности необходимыми для переключаемого управления передней опорой шасси, выполняемого в режиме «руление» при поворотах кулачка в пределах углового сектора контактных поверхностей дуги последнего, и перехода на педальное управление в режиме «взлет-посадка», выполняемое при поворотах кулачка в пределах углового сектора, соответствующего угловому сектору границ центрирующих канавок, составляющему (±7)°, считая от нейтрального положения кулачка, с одновременным автоматическим отключением в указанном угловом диапазоне ручного управления передней опорой шасси самолета, причем каждый из угловых секторов составляет половину угловой ширины контактных поверхностей дуги кулачка, включая в каждом по половине угловой ширины центрирующей канавки, выполненной в виде участка оболочки вращения с шириной b_р.к. раскрытия канавки, считая в проекции на плоскость соответствующей контактной поверхности дуги кулачка, определенной в диапазоне значений b_р.к.=(l,l÷1,9)⋅R_к.к., где R_к.к. - радиус кривизны центрирующей канавки, а полная глубина h_к центрирующей канавки определена в диапазоне значений h_к=(0,25÷0,36)⋅R_к.к., при этом переключатель снабжен двумя сопряженными качалками, установленными на двух параллельных валах, неподвижно закрепленных в силовом каркасе с возможностью ограниченных угловых поворотов относительно своей оси, и наделенных каждый не менее чем двумя консольными плечами, выполненными в виде рычагов третьего рода, ответными аналогичным оппозитно установленным рычагам сопряженной качалки, кроме того на валу каждой качалки установлена материальная ось командного ролика, ориентированная в плоскости оси симметрии рулевой колонки, нормальной к оси вала качалки, а каждый ролик выполнен с возможностью ограниченных поворотов его оси в плоскости симметрии рулевой колонки на угол α_р, определенный в диапазоне значений α_р=(11÷18)°, подвижно сопряжен с одной из контактных поверхностей дуги кулачка для автоматического считывания с последнего команд на поддержание и/или переключение режимов управления, совершаемых при входе и выходе из центрирующей канавки и качении по упомянутым секторам контактных поверхностей дуги кулачка, причем каждый из рычагов одной качалки соединен на участке его длины с ответным рычагом сопряженной качалки, по меньшей мере, двумя стягивающими пружинами, прижимающими командные ролики пары ответных рычагов к контактным поверхностям дуги кулачка, при этом на противоположном от вала консольном участке каждого рычага качалки установлена шторка магнитонепрозрачного экрана, раздвигаемая при выходе ролика из центрирующей канавки на угол α_шт, определенный в диапазоне значений α_шт=(11÷18)°.

При этом концевой выключатель может содержать не менее двух элементов типа герконов, срабатывающих на замыкание и размыкание цепи электрического тока в системе управления передней опорой шасси самолета под воздействием на герконы создаваемого магнитом магнитного поля с коэрцитивной силой не менее 110 кА/м и магнитной индукцией с параметром (25÷34) мТл в плоскости нейтрали на расстоянии L_м.г. в переключателе, определенном в диапазоне на расстоянии L_м.г.=(8÷19) мм от оси магнита до оси герконов, посредством управляемого прерывания магнитного поля магнитонепрозрачным экраном, а силовой каркас может быть выполнен в виде трехмерной статически неопределимой рамы, имеющей внизу плоскую не менее чем четырехугольную в плане пластину с проемом в средней части и снабженную поверху, по меньшей мере, с трех сторон ребрами жесткости, два из которых расположены оппозитно, выполнены плоскими и снабжены каждое разнесенными по длине ребра однонаправленными с ним не менее чем двумя консольными элементами, а третье ребро жесткости, объединяющее два упомянутых, снабжено двумя промежуточными по длине и расположенными нормально к оси ребра консольными элементами, каждый из которых выполнен с двумя проушинами, расширяющимся книзу с образованием контрфорса, которым дополнительно оперт на пластину силового каркаса.

Поставленная задача в части узла переключателя режимов управления передней опорой шасси самолета решается тем, что узел переключателя, согласно изобретению, содержит жестко закрепленное на ведущей рулевой колонке внешнее управляющее устройство типа кулачка, имеющего осесимметричную с рулевой колонкой втулку, монолитно соединенную с полым в плане угловым сектором, включающем по периметру силовой каркас, содержащий радиальные силовые ребра, зеркально разнесенные каждое на угол β_р.к.=(69÷78)° относительно условной осевой плоскости симметрии, проходящей через ось рулевой колонки, объединенные дуговым элементом в виде фрагмента круглоцилиндрической пластины с двумя ответными верхней и нижней контактными поверхностями, выполненными плоскими с радиальной шириной b_к.п., составляющей b_к.п.=(0,11÷0,15)⋅R_д.к., где R_д.к. - габаритный радиус дуги кулачка, при этом контактные поверхности дуги кулачка наделены в зоне пересечения с условной осевой плоскостью симметрии кулачка двумя ответными зеркально симметричными относительно средней плоскости кулачка, нормальной к оси рулевой колонки, радиальными центрирующими канавками в виде участков оболочки вращения с шириной b_р.к. раскрытия канавки, считая в плоскости соответствующей контактной поверхности дуги сектора кулачка, определенной в диапазоне значений b_р.к.=(1,1÷1,9)⋅R_к.к., где R_к.к. - радиус кривизны центрирующей канавки, и выполнены с радиусом R_к.к. кривизны, минимально превышающем на величину, достаточную для свободного частичного входа и выхода из канавки, максимальный радиус ответных роликов переключателя, подвижно сопряженных с одной из контактных поверхностей дуги кулачка для автоматического считывания с последнего команд на поддержание и/или переключение режимов управления, совершаемых при входе и выходе из центрирующей канавки и качении по контактным поверхностям дуги кулачка, при этом ролики переключателя выполнены по одному на каждую дуговую в плане контактную поверхность кулачка и установлены каждый на материальной круглоцилиндрической оси, неподвижно соединенной с соответствующим плечом каждой качалки, выполненной с возможностью возвратных угловых перемещений оси каждого ролика в плоскости оси симметрии вала рулевой колонки на угол α_р, соответствующий углу между плоскостью контактной поверхности дуги кулачка и образующей линией наибольшей глубины центрирующей канавки, определенный в диапазоне значений α_р=(11÷18)°, причем каждый из командных роликов переключателя конструктивно выполнен в виде колеса, содержащего шарикоподшипник, внутренняя обойма которого выполнена осевой шириной, превышающей осевую ширину наружной обоймы, а последняя снабжена плотно посаженным ободом с конфигурацией рабочей поверхности, контактирующей с поверхностью дуги кулачка, выполненной в виде центросимметричного сегмента сферы радиусом, превышающем осевую ширину наружной обоймы шарикоподшипника в (1,5÷1,7) раза, и кроме того угловая ширина сферического сегмента обода в поперечном осевом разрезе ролика имеет между кромками оболочки обода центральный угол γ_о.р., определенный в диапазоне значений γ_о.р.=(0,48÷0,71) [рад], достаточный для компенсации углового смещения контактного пятна командного ролика с контактной поверхностью дуги кулачка при входе и выходе ролика из центрирующей канавки в последнем.

Поставленная задача в части силового каркаса переключателя режимов управления передней опорой шасси самолета решается тем, что силовой каркас переключателя, согласно изобретению, выполнен для размещения в нем элементов переключателя, а именно пары качалок с параллельными поворотными вала, не менее одного ограничителя угловых поворотов качалок в пределах разрешенного углового диапазона ϕ_к.п., а также крепления магнитов и концевых выключателей, при этом силовой каркас выполнен в виде трехмерной статически неопределимой рамы, имеющей внизу плоскую не менее чем четырехугольную в плане донную пластину с проемом в средней части и снабженную поверху, по меньшей мере, с трех сторон ребрами жесткости, два из которых расположены оппозитно, выполнены плоскими и снабжены каждое разнесенными по длине ребра однонаправленными с ним не менее чем двумя консольными элементами, выполненными каждый не менее чем с двумя отверстиями, а третье ребро жесткости выполнено объединяющим два упомянутых ребра и снабжено двумя промежуточными по длине и нормальными к оси ребра разновысокими консольными элементами, снабженными каждый двумя отверстиями, причем, по меньшей мере, один консольный элемент каждого бортового ребра и ответный ему расположенный через один промежуточный консольный элемент поперечного ребра предназначены в одной паре ребер для крепления концевых выключателей, в другой аналогично образованной паре - для крепления магнитов, а два других ответных консольных элементов бортовых ребер предназначены для крепления качалок, для чего по два из отверстий в них выполнены попарно соосными, а третье отверстие в одном из них предназначено для крепления ограничителя поворотов качалок, при этом угловой диапазон ϕ_к.п., установленный ограничителем силового каркаса, принят необходимым и достаточным для выполнения угловых поворотов, совершаемых материальной осью каждого командного ролика переключателя, жестко связанной с поворотным валом соответствующей качалки и шторками магнитонепрозрачных экранов, попеременно сдвигаемыми/раздвигаемыми, установленными на каждом попарно ответном рычаге качалок, и составляет ϕ_к.п.=(11÷18)°, кроме того силовой каркас переключателя снабжен фиксирующими опорными элементами с возможностью жесткого прикрепления к силовой конструкции самолета.

При этом промежуточные консольные элементы, нормальные к третьему объединяющему два других ребру каркаса, могут быть выполнены расширяющимися книзу с образованием контрфорса, которым дополнительно оперты на донную пластину силового каркаса, при этом, по меньшей мере, один консольный элемент бортового ребра выполнен криволинейно-изогнутым в плоскости, нормальной к донной пластине каркаса, кроме того, по меньшей мере, один промежуточный консольный элемент выполнен выступающим за внешнюю грань третьего бортового ребра жесткости донной пластины каркаса.

Технический результат группы изобретений, достигаемый приведенной совокупностью признаков, заключается в разработке переключателя режимов управления передней опорой шасси самолета, обеспечивающего повышение безопасности и надежности, а также удобства управления поворотом колес передней опоры шасси при разноскоростных режимах движения самолета, а именно, "руление" и "взлет-посадка" при одновременном повышении компактности узлов переключателя, снижении материало- и трудоемкости изготовления устройства в целом.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где:

на фиг. 1 изображен переключатель режимов управления передней опорой шасси самолета, в изометрии;

на фиг. 2 - переключатель режимов управления, вид сверху;

на фиг. 3 - вид по А на фиг. 2, вид сбоку;

на фиг. 4 - разрез по Б-Б на фиг. 2;

на фиг. 5 - кулачок переключатель режимов управления, вид сверху;

на фиг. 6 - кулачок переключатель режимов управления, вид сбоку;

на фиг. 7 - командный ролик переключателя режимов управления, частичный поперечный разрез;

на фиг. 8 - силовой каркас переключателя режимов управления, в изометрии.

В группе изобретений переключатель режимов управления передней опорой шасси самолета содержит силовой каркас 1, в котором смонтированы элементы системы управления передней опорой шасси самолета, обеспечивающие возможность переключения режимов «взлет-посадка» и «руление». Элементы системы управления образуют в совокупности три управляющих цепи. Каждая цепь включает одну пару элементов «магнит 2 - концевой выключатель 3», регулируемо разделяемую подвижными шторками 4 с возможностью переменного экранирования магнитного поля для прохождения команд на включение-отключение концевых выключателей 3 соответствующей пары элементов. Концевой выключатель 3 содержит два элемента типа герконов (на чертежах не показано), срабатывающих на замыкание и размыкание цепи электрического тока в системе управления передней опорой шасси самолета под воздействием на герконы создаваемого магнитом 2 магнитного поля с коэрцитивной силой не менее 110 кА/м и магнитной индукцией с параметром (25÷34) мТл в плоскости нейтрали на расстоянии L_м.г. в переключателе, определенном в диапазоне на расстоянии L_м.г.=(8÷19) мм от оси магнита до оси герконов, посредством управляемого прерывания магнитного поля магнитонепрозрачным экраном. Магнитонепрозрачный экран выполнен в виде пары взаимно раздвигаемых и сопрягаемых шторок 4 при переключении режимов управления передней опорой шасси самолета «руление» и «взлет-посадка».

Для взаимодействия с каждой из управляющих цепей переключатель режимов управления включает пару командных роликов 5 и 6. обеспечивающих автоматическое считывание команд на поддержание и/или переключение режимов управления. Ролики 5 и 6 подвижно сопряжены с внешним управляющим устройством командного блока управления передней опорой типа кулачка 7. Кулачок 7 выполнен в виде дугового элемента (дуги) 8 и жестко закреплен на ведущей рулевой колонке 9 посредством втулки 10. Кулачок 7 выполнен с угловой величиной дуги 8, принятым не менее (÷67)°, считая от нейтрального положения кулачка 7, относительно осевой плоскости симметрии, проведенной через ось рулевой колонки 9. Кулачок 7 содержит две верхнюю и нижнюю контактные задаточные поверхности 11 и 12. Каждая контактная поверхность 11, 12 наделена в средней части дуги 8 кулачка 7 ответными верхней и нижней радиально ориентированными центрирующими канавками 13. Контактные поверхности 11, 12 и центрирующие канавки 13 в них выполнены в совокупности необходимыми для переключаемого управления передней опорой шасси, выполняемого в режиме «руление» при поворотах кулачка 7 в пределах углового сектора контактных поверхностей 11 и 12 дуги 8 кулачка 7, составляющего ±(7÷67)°, считая от нейтрального положения кулачка 7, и перехода на ножное педальное управление в режиме «взлет-посадка», выполняемое при поворотах кулачка 7 в пределах углового сектора, соответствующего угловому сектору границ центрирующих канавок 13, составляющему (±7)°, считая от нейтрального положения кулачка 7, с одновременным автоматическим отключением в указанном угловом диапазоне ручного управления передней опорой шасси самолета. Каждый из угловых секторов составляет половину угловой ширины контактных поверхностей 11, 12 дуги кулачка 7, включая в каждом по половине угловой ширины центрирующей канавки 13. Центрирующая канавка 13 выполнена в виде участка оболочки вращения с шириной b_р.к. раскрытия канавки 13, считая в проекции на плоскость соответствующей контактной поверхности дуги кулачка, определенной в диапазоне значений

b_р.к.=(1,1÷1,9)⋅R_к.к., где R_к.к., где R_к.к. - радиус кривизны центрирующей канавки.

Полная глубина h_к центрирующей канавки определена в диапазоне значений h_к=(0,25÷0,36)⋅R_к.к..

Переключатель снабжен двумя сопряженными качалками 14 и 15, которые установлены на двух параллельных валах 16 и 17 соответственно. Валы 16, 17 качалок 14, 15 неподвижно закреплены в силовом каркасе 1 с возможностью ограниченных угловых поворотов относительно своей оси. Валы 16, 17 качалок 14, 15 наделены каждый тремя консольными плечами 18, выполненными в виде рычагов третьего рода, ответными аналогичным оппозитно установленным рычагам сопряженной качалки. На валу 16, 17 каждой качалки 14, 15 установлена материальная ось 19, 20 командных роликов 5, 6, ориентированная в плоскости оси симметрии рулевой колонки 9, нормальной к оси вала качалки.

Каждый ролик 5, 6 выполнен с возможностью ограниченных поворотов его оси в упомянутой плоскости симметрии рулевой колонки 9 на угол α_р., определенный в диапазоне значений α_р.=(11÷18)°. Каждый ролик 5, 6 подвижно сопряжен с одной из контактных поверхностей 11, 12 дуги 8 кулачка 7 для автоматического считывания с последнего команд на поддержание и/или переключение режимов управления, совершаемых при входе и выходе из центрирующей канавки 13 и качении по упомянутым угловым секторам контактных поверхностей 11, 12 дуги 8 кулачка 7. Каждый рычаг 18 одной качалки 14 соединен на участке его длины с ответным рычагом сопряженной качалки 15 двумя стягивающим пружинами 21, прижимающими командные ролики 5, 6 пары ответных рычагов к контактным поверхностям 11, 12 дуги 8 кулачка 7. Каждый рычаг 18 качалок 14, 15 снабжен консольным участком 22, на котором установлена шторка 4 магнитонепрозрачного экрана, раздвигаемая при выходе ролика 5, 6 из центрирующей канавки 13 на угол α_шт, определенный в диапазоне значений α_шт=(11÷18)°. Каждый рычаг 18, установленный на своей качалке 14, 15, выполнен с изломом его продольной оси в плоскости поворотов рычага и с точкой излома оси, вынесенной за пределы участка приложения сил от оси качалки, командного ролика и стягивающих пружин, с образованием двух изменяющихся углов в виде ответных участков ломаных осей рычагов.

Узел переключателя режимов управления передней опорой шасси самолета содержит жестко закрепленное на ведущей рулевой колонке 9 внешнее управляющее устройство командного блока управления передней опорой шасси типа кулачка 7. Кулачок снабжен осесимметричной с рулевой колонкой 9 втулкой 10, которой монолитно соединен с полым в плане угловым сектором, включающем по периметру силовой каркас, содержащий радиальные силовые ребра 23, объединенные дуговым элементом - дугой 8. Силовые ребра 23 кулачка 7 выполнены зеркально разнесенными каждое на угол β_р.к.=(69÷78)° относительно условной осевой плоскости симметрии, проходящей через ось рулевой колонки 9. Дуга 8 кулачка 7 выполнена в виде фрагмента круглоцилиндрической пластины с двумя ответными верхней и нижней контактными поверхностями 11 и 12. Контактные поверхности 11 и 12 выполнены плоскими с радиальной шириной b_к.п., составляющей

b_к.п.=(0,1l÷0,15)⋅R_д.к., где R_д.к. - габаритный радиус дуги кулачка.

Контактные поверхности 11, 12 дуги 8 кулачка 7 наделены в зоне пересечения с условной осевой плоскостью симметрии кулачка двумя ответными зеркально симметричными относительно средней плоскости кулачка, нормальной к оси рулевой колонки 9, радиальными центрирующими канавками 13. Канавки 13 кулачка 7 выполнены в виде участков оболочки вращения с шириной b_р.к. раскрытия канавки, считая в плоскости соответствующей контактной поверхности дуги сектора кулачка, определенной в диапазоне значений b_к.п.=(1,l÷1,9)⋅R_к.к., - радиус кривизны центрирующей канавки. Канавки 13 кулачка 7 выполнены с радиусом R_к.к. кривизны, минимально превышающем на величину, достаточную для свободного частичного входа и выхода из канавки, максимальный радиус ответных роликов 5, 6 переключателя, подвижно сопряженных с одной из контактных поверхностей 11, 12 дуги 8 кулачка для автоматического считывания с последнего команд на поддержание и/или переключение режимов управления, совершаемых при входе и выходе из центрирующей канавки 13 и качении по контактным поверхностям 11,12 дуги кулачка 7.

Ролики 5, 6 переключателя выполнены по одному на каждую дуговую в плане контактную поверхность 11, 12 дуги 8 кулачка 7. Ролики 5 и 6 установлены каждый на материальной круглоцилиндрической оси 19 и 20 соответственно, неподвижно соединенной с соответствующим плечом 18 вала 16, 17 каждой качалки 14, 15, выполненной с возможностью возвратных угловых перемещений оси каждого ролика 5, 6 в плоскости оси симметрии вала рулевой колонки 9 на угол α_р, соответствующий углу между плоскостью контактной поверхности 11, 12 дуги 8 кулачка 7 и образующей линией наибольшей глубины центрирующей канавки 13, определенный в диапазоне значений α_р=(11÷18)°. Каждый из командных роликов 5, 6 переключателя конструктивно выполнен в виде колеса, содержащего шарикоподшипник 24. Внутренняя обойма 25 шарикоподшипника 24 выполнена осевой шириной, превышающей осевую ширину наружной обоймы 26. Наружная обойма 26 снабжена плотно посаженным ободом 27 с конфигурацией рабочей поверхности, контактирующей с поверхностью 11, 12 дуги 8 кулачка 7, выполненной в виде центросимметричного сегмента сферы радиусом, превышающем осевую ширину наружной обоймы 26 шарикоподшипника 24 в (1,5÷1,7) раза. Угловая ширина сферического сегмента обода 27 в поперечном осевом разрезе ролика 5, 6 имеет между кромками оболочки обода 27 центральный угол γ_о.р., определенный в диапазоне значений γ_о.р.=(0,48÷0,71) [рад], достаточный для компенсации углового смещения контактного пятна командного ролика 5, 6 с контактной поверхностью 11, 12 дуги кулачка при входе и выходе ролика из центрирующей канавки 13 в последнем.

Силовой каркас 1 переключателя режимов управления передней опорой шасси самолета предназначен для размещения в нем элементов переключателя, а именно пары качалок 14, 15 с параллельными поворотными вала 16, 17, не менее одного ограничителя 28 угловых поворотов качалок в пределах разрешенного углового диапазона ϕ_к.п., а также крепления магнитов 2 и концевых выключателей 3. Силовой каркас 1 переключателя выполнен в виде трехмерной статически неопределимой рамы, имеющей внизу плоскую четырехугольную в плане донную пластину 29 с проемом 30 в средней части. Пластина 29 силового каркаса 1 снабжена поверху с трех сторон ребрами жесткости.

Два бортовых ребра 31 и 32 жесткости расположены оппозитно и выполнены плоскими. Ребро 31 снабжено разнесенными по длине ребра однонаправленными с ним двумя консольными элементами 33, 34, выполненными каждый с отверстиями 35, 36 соответственно. Ребро 32 также снабжено разнесенными по длине ребра однонаправленными с ним двумя консольными элементами 37, 38, также выполненными каждый с отверстиями 39, 40. Консольный элемент 37 бортового ребра 32 выполнен криволинейно-изогнутым в плоскости, нормальной к донной пластине 29 каркаса. При этом два ответных консольных элемента 33 и 37 предназначены для крепления качалок 14, 15, для чего отверстия 35 и 39 в них выполнены попарно соосными. Третье отверстие 41 в консольном элементе 37 предназначено для крепления ограничителя 28 поворотов качалок 14, 15. Угловой диапазон ϕ_к._п., установленный ограничителем 28 силового каркаса 1, принят необходимым и достаточным для выполнения угловых поворотов, совершаемых материальной осью 19, 20 каждого командного ролика 5, 6 переключателя, жестко связанной с поворотным валом 16, 17 соответствующей качалки 14, 15 и шторками 4 магнитонепрозрачных экранов, попеременно сдвигаемыми/раздвигаемыми, установленными на каждом попарно ответном рычаге 18 качалок, и составляет ϕ_к._п.=(11÷18)°.

Третье поперечное ребро 42 жесткости выполнено объединяющим бортовые ребра 31, 32 и снабжено двумя промежуточными по длине и нормальными к оси ребра разновысокими консольными элементами 43 и 44, снабженными каждый двумя отверстиями 45 и 46 соответственно. Консольный элемент 34 бортового ребра 31 и ответный ему расположенный через один промежуточный консольный элемент 43 поперечного ребра 42 предназначены в одной паре ребер для крепления концевых выключателей 3. Консольный элемент 38 бортового ребра 32 и ответный ему расположенный через один промежуточный консольный элемент 44 поперечного ребра 42 предназначены в другой паре ребер для крепления магнитов 2. Промежуточные консольные элементы 43, 44, нормальные к третьему ребру 42, объединяющему бортовые ребра 31, 32, выполнены расширяющимися книзу с образованием контрфорса, которым дополнительно оперты на донную пластину 29 силового каркаса. Промежуточный консольный элемент 44 выполнен выступающим за внешнюю грань третьего ребра 42 жесткости донной пластины 29 каркаса.

Силовой каркас 1 переключателя снабжен фиксирующими опорными выступами 47 с возможностью жесткого прикрепления к силовой конструкции 48 самолета.

Работа переключателя режимов управления передней опорой шасси самолета осуществляется следующим образом.

Силовой каркас 1 переключателя режимов управления передней опорой шасси самолета выполняют в виде прямоугольной в плане трехмерной рамы. Рама содержит донную пластину 1 с центральным проемом 2, продольными ребрами 31, 32 и поперечным ребром 42, снабженными консольными элементами для крепления входящих в переключатель элементов и систем их взаимодействия. К консольным элементам 33, 37 ребер 31, 32 крепят валы 16, 17 качалок 14, 15. К консольным элементам 38, 44 соответственно ребер 32, 42 крепят магниты 2. К консольным элементам 34, 43 ребер 31, 42 крепят концевые выключатели 3. Отверстие 41 на консольном элементе 37 ребра 37 служит для крепления ограничителя 28 поворотов качалок 14, 15. На качалках 14, 15 на материальных осях 19 и 20 устанавливают командные ролики 5 и 6. К консольным участкам 22 каждого рычага 18 качалок 14, 15 крепят экранирующие шторки 4. Обратную сторону донной пластины 1 опорными выступами 47 жестко крепят к силовой конструкции 48 самолета.

Наземное движения самолета выполняют в режиме «руление» посредством устройства управления передней опорой шасси. После запуска двигателей на стоянке, отключения стояночного тормоза пилот включает систему режимного управления двухпозиционным переключателем, расположенным на штурвале. Система автоматически включает режим «взлет-посадка». После начала движения пилот поворачивает рукоятку, расположенную на рулевой колонке, в сторону выполняемого самолетом поворотного движения. При этом происходит вращение рулевой колонки 9, на которой жестко закреплен кулачок 7, поворачивающийся на угол (±67)°, считая от нейтрального положения кулачка 7, равный углу поворота рукоятки. Кулачок 7 воздействует на ролики 5, 6. При нейтральном положении кулачка 7 ролики 5, 6 находятся в центрирующих канавках 13 дуги 8 кулачка 7. Как только пилот начинает поворачивать рукоятку на рулевой колонке 9 на угол (±7)°, считая от нейтрального положения кулачка 7, ролики 5, 6 начинают по наклонной поверхности центрирующих канавок 13 перемещение в вертикальной плоскости с выходом на горизонтальные контактные поверхности 11, 12. Ролики 5, 6 приводят в движение экранирующие шторки 4. Экранирующие шторки 4 расходятся. В открытом положении экранирующие шторки 4, до этого в закрытом положении перекрывающие магнитный поток, пропускают магнитный поток от постоянных магнитов 2 к концевым выключателям 3. Концевые выключатели 3 переключаются. Экранирующие шторки 4 полностью открыты.

Концевые выключатели 4 включены при повороте рукоятки в пределах углового сектора ±(7÷67)° контактных поверхностей 11 и 12 дуги 8 кулачка 7. Система перешла в режим «руление». Пилот осуществляет руление по аэродрому в соответствии с разметкой до места старта (начала взлета), выставив самолет по оси взлетно-посадочной полосы (ВПП). После того, как пилот снимает руку с рукоятки, кулачок 7 автоматически возвращается в нейтральное положение, ролики 5, 6 попадают в центрирующие канавки 13 дуги 8 кулачка 7, концевые выключатели изолируются экранирующими шторками 4 от магнитов 2. Система переключается на режим «взлет-посадка».

В процессе управления движением самолета концевой выключатель 3 срабатывает на замыкание и размыкание цепи электрического тока в системе управления передней опорой шасси самолета под воздействием на герконы создаваемого магнитом 2 магнитного поля с коэрцитивной силой не менее 110 кА/м и магнитной индукцией с параметром не менее 28 мТл в плоскости нейтрали в переключателе на расстоянии L_м.г,.=11 мм от оси магнита до оси герконов, посредством управляемого прерывания магнитного поля магнитонепрозрачным экраном.

Каждый ролик 5, 6 выполняют с возможностью совершения ограниченных колебаний наклона его оси на угол α_р. до ±15° в плоскости, нормальной к рабочей поверхности кулачка 7 при прохождении ролика через центрирующую канавку 13.

Каждый ролик 5, 6, подвижно сопряженный с одной из контактных поверхностей 11, 12 дуги 8 кулачка 7, автоматически считывает с последнего команду на поддержание и/или переключение режимов управления, совершаемых при входе и выходе из центрирующей канавки 13 и качении по угловым секторам контактных поверхностей 11, 12 дуги 8 кулачка 7. При выходе каждого из роликов 5, 6 из своей центрирующей канавки 13 каждая из шторок 4 магнитонепрозрачного экрана раздвигается на угол α_шт=15°.

Таким образом, за счет совокупности разработанных в изобретении конструктивных решений и геометрических параметров основных узлов переключателя, а именно, силового каркаса со смонтированным в нем обеспечивающем возможность переключения режимов «взлет-посадка» и «руление» элементов системы управления передней опорой шасси, более компактного объемного размещения управляющих цепей управления в переключателе и найденном в изобретении решении конструкции управляющего кулачка рулевой колонки и сопряжения последнего с роликами и экранирующими шторками ответных друг другу качалок переключателя режимов управления достигают повышение безопасности и надежности, а также удобства управления поворотом колес передней опоры шасси при разноскоростных режимах движения самолета. Кроме того, за счет компактного объемного размещения по длине, ширине и высоте в силовом каркасе качалок и других перечисленных выше элементов переключателя достигают снижение материало- и трудоемкости конструкции переключателя.

1. Переключатель режимов управления передней опорой шасси самолета, характеризующийся тем, что содержит силовой каркас со смонтированными в нем элементами системы управления передней опорой шасси самолета, обеспечивающими возможность переключения режимов «взлет-посадка» и «руление», образующими в совокупности не менее двух управляющих цепей, каждая из которых включает, по меньшей мере, одну пару элементов «магнит - концевой выключатель», регулируемо разделяемую подвижными шторками с возможностью переменного экранирования магнитного поля для прохождения команд на включение-отключение концевых выключателей соответствующей пары элементов, при этом переключатель режимов управления включает предназначенную для взаимодействия с каждой из управляющих цепей пару командных роликов, подвижно сопряженных с жестко закрепленным на рулевой колонке посредством втулки внешним управляющим устройством типа кулачка, выполненного в виде дугового элемента с угловой величиной дуги не менее чем (±67°), считая от нейтрального положения кулачка, относительно осевой плоскости симметрии, проведенной через ось рулевой колонки, и содержащего две, верхнюю и нижнюю, контактные задаточные поверхности, наделенные каждая в средней части дуги ответными верхней и нижней радиально ориентированными центрирующими канавками, в совокупности необходимыми для переключаемого управления передней опорой шасси, выполняемого в режиме «руление» при поворотах кулачка в пределах углового сектора контактных поверхностей дуги последнего, и перехода на педальное управление в режиме «взлет-посадка», выполняемое при поворотах кулачка в пределах углового сектора, соответствующего угловому сектору границ центрирующих канавок, составляющему (±7°), считая от нейтрального положения кулачка, с одновременным автоматическим отключением в указанном угловом диапазоне ручного управления передней опорой шасси самолета, для чего переключатель снабжен двумя сопряженными качалками, установленными на двух параллельных валах, неподвижно закрепленных в силовом каркасе с возможностью ограниченных угловых поворотов относительно своей оси, и наделенных каждый не менее чем двумя консольными плечами, выполненными в виде рычагов третьего рода, ответными аналогичным оппозитно установленным рычагам сопряженной качалки, при этом на валу каждой качалки установлена материальная ось командного ролика, ориентированная в плоскости оси симметрии рулевой колонки, нормальной к оси вала качалки, а каждый ролик выполнен с возможностью ограниченных поворотов его оси в плоскости симметрии рулевой колонки на угол α_р, определенный в диапазоне значений α_р=(11°÷18°), подвижно сопряжен с одной из контактных поверхностей дуги кулачка для автоматического считывания с последнего команд на поддержание и/или переключение режимов управления, совершаемых при входе и выходе из центрирующей канавки и качении по упомянутым секторам контактных поверхностей дуги кулачка, причем каждый из рычагов одной качалки соединен на участке его длины с ответным рычагом сопряженной качалки, по меньшей мере, двумя стягивающими пружинами, прижимающими командные ролики пары ответных рычагов к контактным поверхностям дуги кулачка, и снабжен консольным участком, содержащим экранирующую шторку.

2. Переключатель режимов управления передней опорой шасси самолета по п. 1, отличающийся тем, что каждый рычаг, установленный на своей качалке, выполнен с изломом его продольной оси в плоскости поворотов рычага и с точкой излома оси, вынесенной за пределы участка приложения сил от оси качалки, командного ролика и пружин, стягивающих ответные рычаги сопряженных качалок, с образованием двух изменяющихся углов в виде ответных участков ломаных осей рычагов.

3. Переключатель режимов управления передней опорой шасси самолета, характеризующийся тем, что содержит силовой каркас со смонтированными в нем элементами системы управления передней опорой шасси самолета, обеспечивающими возможность переключения режимов «взлет-посадка» и «руление», образующими в совокупности не менее двух управляющих цепей, каждая из которых включает, по меньшей мере, одну пару элементов «магнит - концевой выключатель», в которой концевой выключатель содержит элементы типа герконов, срабатывающих на замыкание и размыкание цепи электрического тока в системе управления передней опорой шасси самолета под воздействием на герконы создаваемого магнитом магнитного поля, посредством управляемого прерывания магнитного поля магнитонепрозрачным экраном, который выполнен в виде пары взаимно раздвигаемых шторок и сопрягаемых при переключении режимов управления передней опорой шасси самолета «руление» и «взлет-посадка», при этом переключатель режимов управления включает предназначенную для взаимодействия с каждой из управляющих цепей пару командных роликов, подвижно сопряженных с жестко закрепленным на рулевой колонке посредством втулки внешним управляющим устройством типа кулачка, выполненного в виде дугового элемента с угловой величиной дуги не менее чем (±67°), считая от нейтрального положения кулачка, относительно осевой плоскости симметрии, проведенной через ось рулевой колонки, и содержащего две, верхнюю и нижнюю, контактные задаточные поверхности, наделенные каждая в средней части дуги ответными верхней и нижней радиально ориентированными центрирующими канавками, в совокупности необходимыми для переключаемого управления передней опорой шасси, выполняемого в режиме «руление» при поворотах кулачка в пределах углового сектора контактных поверхностей дуги последнего, и перехода на педальное управление в режиме «взлет-посадка», выполняемое при поворотах кулачка в пределах углового сектора, соответствующего угловому сектору границ центрирующих канавок, составляющему (±7°), считая от нейтрального положения кулачка, с одновременным автоматическим отключением в указанном угловом диапазоне ручного управления передней опорой шасси самолета, причем каждый из угловых секторов составляет половину угловой ширины контактных поверхностей дуги кулачка, включая в каждом по половине угловой ширины центрирующей канавки, выполненной в виде участка оболочки вращения с шириной b_р.к. раскрытия канавки, считая в проекции на плоскость соответствующей контактной поверхности дуги кулачка, определенной в диапазоне значений b_р.к.=(1,1÷1,9)⋅R_к.к., где R_к.к. - радиус кривизны центрирующей канавки, а полная глубина h_к центрирующей канавки определена в диапазоне значений h_к=(0,25÷0,36)⋅R_к.к., при этом переключатель снабжен двумя сопряженными качалками, установленными на двух параллельных валах, неподвижно закрепленных в силовом каркасе с возможностью ограниченных угловых поворотов относительно своей оси и наделенных каждый не менее чем двумя консольными плечами, выполненными в виде рычагов третьего рода, ответными аналогичным оппозитно установленным рычагам сопряженной качалки, кроме того, на валу каждой качалки установлена материальная ось командного ролика, ориентированная в плоскости оси симметрии рулевой колонки, нормальной к оси вала качалки, а каждый ролик выполнен с возможностью ограниченных поворотов его оси в плоскости симметрии рулевой колонки на угол α_р, определенный в диапазоне значений α_р=(11÷18)°, подвижно сопряжен с одной из контактных поверхностей дуги кулачка для автоматического считывания с последнего команд на поддержание и/или переключение режимов управления, совершаемых при входе и выходе из центрирующей канавки и качении по упомянутым секторам контактных поверхностей дуги кулачка, причем каждый из рычагов одной качалки соединен на участке его длины с ответным рычагом сопряженной качалки, по меньшей мере, двумя стягивающими пружинами, прижимающими командные ролики пары ответных рычагов к контактным поверхностям дуги кулачка, при этом на противоположном от вала консольном участке каждого рычага качалки установлена шторка магнитонепрозрачного экрана, раздвигаемая при выходе ролика из центрирующей канавки на угол α_шт, определенный в диапазоне значений α_шт=(11°÷18°).

4. Переключатель режимов управления передней опорой шасси самолета по п. 3, отличающийся тем, что концевой выключатель содержит не менее двух элементов типа герконов, срабатывающих на замыкание и размыкание цепи электрического тока в системе управления передней опорой шасси самолета под воздействием на герконы создаваемого магнитом магнитного поля с коэрцитивной силой не менее 110 кА/м и магнитной индукцией с параметром (25÷34) мТл в плоскости нейтрали на расстоянии L_м.г. в переключателе, определенном в диапазоне на расстоянии L_м.г.=(8÷19) мм от оси магнита до оси герконов, посредством управляемого прерывания магнитного поля магнитонепрозрачным экраном, а силовой каркас выполнен в виде трехмерной статически неопределимой рамы, имеющей внизу плоскую не менее чем четырехугольную в плане пластину с проемом в средней части и снабженную поверху, по меньшей мере, с трех сторон ребрами жесткости, два из которых расположены оппозитно, выполнены плоскими и снабжены каждое разнесенными по длине ребра однонаправленными с ним не менее чем двумя консольными элементами, а третье ребро жесткости, объединяющее два упомянутых, снабжено двумя промежуточными по длине и расположенными нормально к оси ребра консольными элементами, каждый из которых выполнен с двумя проушинами, расширяющимися книзу с образованием контрфорса, которым дополнительно оперт на пластину силового каркаса.

5. Узел переключателя режимов управления передней опорой шасси самолета, характеризующийся тем, что содержит жестко закрепленное на ведущей рулевой колонке внешнее управляющее устройство типа кулачка, имеющего осесимметричную с рулевой колонкой втулку, монолитно соединенную с полым в плане угловым сектором, включающим по периметру силовой каркас, содержащий радиальные силовые ребра, зеркально разнесенные каждое на угол β_р.к.=(69°÷78°) относительно условной осевой плоскости симметрии, проходящей через ось рулевой колонки, объединенные дуговым элементом в виде фрагмента круглоцилиндрической пластины с двумя ответными верхней и нижней контактными поверхностями, выполненными плоскими с радиальной шириной b_к.п., составляющей b_к.п.=(0,11÷0,15)⋅R_д.к., где R_д.к. - габаритный радиус дуги кулачка, при этом контактные поверхности дуги кулачка наделены в зоне пересечения с условной осевой плоскостью симметрии кулачка двумя ответными зеркально симметричными относительно средней плоскости кулачка, нормальной к оси рулевой колонки, радиальными центрирующими канавками в виде участков оболочки вращения с шириной b_р.к. раскрытия канавки, считая в плоскости соответствующей контактной поверхности дуги сектора кулачка, определенной в диапазоне значений b_р.к.=(1,1÷1,9)⋅R_к.к., где R_к.к. - радиус кривизны центрирующей канавки, и выполнены с радиусом R_к.к. кривизны, минимально превышающим на величину, достаточную для свободного частичного входа и выхода из канавки, максимальный радиус ответных роликов переключателя, подвижно сопряженных с одной из контактных поверхностей дуги кулачка для автоматического считывания с последнего команд на поддержание и/или переключение режимов управления, совершаемых при входе и выходе из центрирующей канавки и качении по контактным поверхностям дуги кулачка, при этом ролики переключателя выполнены по одному на каждую дуговую в плане контактную поверхность кулачка и установлены каждый на материальной круглоцилиндрической оси, неподвижно соединенной с соответствующим плечом каждой качалки, выполненной с возможностью возвратных угловых перемещений оси каждого ролика в плоскости оси симметрии вала рулевой колонки на угол α_р, соответствующий углу между плоскостью контактной поверхности дуги кулачка и образующей линией наибольшей глубины центрирующей канавки, определенный в диапазоне значений α_р=(11°÷18°), причем каждый из командных роликов переключателя конструктивно выполнен в виде колеса, содержащего шарикоподшипник, внутренняя обойма которого выполнена осевой шириной, превышающей осевую ширину наружной обоймы, а последняя снабжена плотно посаженным ободом с конфигурацией рабочей поверхности, контактирующей с поверхностью дуги кулачка, выполненной в виде центросимметричного сегмента сферы радиусом, превышающим осевую ширину наружной обоймы шарикоподшипника в (1,5÷1,7) раза, и кроме того, угловая ширина сферического сегмента обода в поперечном осевом разрезе ролика имеет между кромками оболочки обода центральный угол γ_о.р., определенный в диапазоне значений γ_о.р.=(0,48÷0,71) [рад], достаточный для компенсации углового смещения контактного пятна командного ролика с контактной поверхностью дуги кулачка при входе и выходе ролика из центрирующей канавки в последнем.

6. Силовой каркас переключателя режимов управления передней опорой шасси самолета, характеризующийся тем, что выполнен для размещения в нем элементов переключателя, а именно пары качалок с параллельными поворотными вала, не менее одного ограничителя угловых поворотов качалок в пределах разрешенного углового диапазона ϕ_к.п., а также крепления магнитов и концевых выключателей, при этом силовой каркас выполнен в виде трехмерной статически неопределимой рамы, имеющей внизу плоскую не менее чем четырехугольную в плане донную пластину с проемом в средней части и снабженную поверху, по меньшей мере, с трех сторон ребрами жесткости, два из которых расположены оппозитно, выполнены плоскими и снабжены каждое разнесенными по длине ребра однонаправленными с ним не менее чем двумя консольными элементами, выполненными каждый не менее чем с двумя отверстиями, а третье ребро жесткости выполнено объединяющим два упомянутых ребра и снабжено двумя промежуточными по длине и нормальными к оси ребра разновысокими консольными элементами, снабженными каждый двумя отверстиями, причем, по меньшей мере, один консольный элемент каждого бортового ребра и ответный ему расположенный через один промежуточный консольный элемент поперечного ребра предназначены в одной паре ребер для крепления концевых выключателей, в другой аналогично образованной паре - для крепления магнитов, а два других ответных консольных элементов бортовых ребер предназначены для крепления качалок, для чего по два из отверстий в них выполнены попарно соосными, а третье отверстие в одном из них предназначено для крепления ограничителя поворотов качалок, при этом угловой диапазон ϕ_к.п., установленный ограничителем силового каркаса, принят необходимым и достаточным для выполнения угловых поворотов, совершаемых материальной осью каждого командного ролика переключателя, жестко связанной с поворотным валом соответствующей качалки и шторками магнитонепрозрачных экранов, попеременно сдвигаемыми/раздвигаемыми, установленными на каждом попарно ответном рычаге качалок, и составляет ϕ_к.п.=(11°÷18°), кроме того, силовой каркас переключателя снабжен фиксирующими опорными элементами с возможностью жесткого прикрепления к силовой конструкции самолета.

7. Силовой каркас переключателя режимов управления передней опорой шасси самолета по п. 6, отличающийся тем, что промежуточные консольные элементы, нормальные к третьему объединяющему два других ребру каркаса, выполнены расширяющимися книзу с образованием контрфорса, которым дополнительно оперты на донную пластину силового каркаса, при этом, по меньшей мере, один консольный элемент бортового ребра выполнен криволинейно-изогнутым в плоскости, нормальной к донной пластине каркаса, кроме того, по меньшей мере, один промежуточный консольный элемент выполнен выступающим за внешнюю грань третьего бортового ребра жесткости донной пластины каркаса.