Устройство для управления самолетом

Авторы патента:

Изобретение относится к аэродинамическим органам управления самолетом, предназначенным для непосредственного управления боковой силой. Цель изобретения - улучшение характеристик устойчивости самолета при управлении боковой силой. Устройство для управления самолетом содержит правую и левую аэродинамические поверхности, закрепленные по бокам фюзеляжа в его носовой части посредством правой и левой горизонтальных полуосей. Полуоси расположены перпендикулярно продольной оси самолета и снабжены жестко прикрепленными к ним радиальными рычагами, концы которых связаны шарнирно прикрепленным к ним приводом. Полуоси проходят через установленные на фюзеляже подшипники. 4 ил.

Изобретение относится к аэродинамическим органам управления самолетом, предназначенным для непосредственного управления боковой силой. Цель изобретения улучшение характеристик устойчивости самолета при управлении боковой силой. На фиг. 1 изображена схема устройства; на фиг. 2 сечение А-А на фиг. 1; на фиг. 3 схема соединения привода с полуосями; на фиг. 4 вид Б на фиг. 3. Устройство для управления самолетом содержит правую и левую аэродинамические поверхности 1 и 2, закрепленные по бокам фюзеляжа в его носовой части посредством правой и левой горизонтальных полуосей 3 и 4. Полуоси 3 и 4 снабжены жестко прикрепленными к ним радиальными рычагами 5 и 6, концы которых связаны шарнирно прикрепленным к ним приводом 7. Полуоси 3 и 4 проходят через установленные на фюзеляже подшипники 8 и 9. Устройство работает следующим образом. При подаче команды на исполнительный привод 7, он поворачивает через рычаги 5 и 6 левую 2 и правую 1 аэродинамические поверхности друг относительно друга на заданный угол. При этом среднее положение аэродинамических поверхностей определяется только условиями равновесия в потоке флюгирующего оперения (т.е. углом атаки самолета) и не меняется при умеренных величинах относительно поворота правой и левой аэродинамических поверхностей. Боковая сила создается за счет разности давлений на фюзеляже и проекций подъемной силы оперения при наличии у него угла поперечного V. Предлагаемое устройство для создания боковой силы может быть использовано для перспективных маневренных самолетов. Из экспериментов в аэродинамических трубах следует, что устройство практически не изменяет характеристики продольной и путевой статической устойчивости самолета и его эффективность сохраняется в широком диапазоне углов атаки ( 0-20^о).

Формула изобретения

УСТРОЙСТВО ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ, содержащее аэродинамические поверхности, закрепленные по бокам фюзеляжа в его носовой части посредством горизонтальных полуосей, расположенных перпендикулярно продольной оси самолета, и привод, отличающееся тем, что, с целью улучшения характеристик устойчивости самолета при управлении боковой силой, полуоси снабжены жестко прикрепленными к ним радиальными рычагами, концы которых связаны шарнирно прикрепленным к ним приводом.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4

Изобретение относится к области авиационной техники, и может быть использовано в приводах отклоняемых поверхностей крыльев летательных аппаратов

Винтовой редуктор привода механизации крыла летательного аппарата // 1753666

Изобретение относится к авиационной технике

Устройство для изменения предаточного отношения в системе управления летательным аппаратом // 1624896

Устройство для управления взлетно-посадочной механизацией летательного аппарата // 1593096

Устройство изменения передаточного отношения механической проводки управления летательного аппарата // 1485578

Тяга управления летательного аппарата и способ ее изготовления // 1420834

Педали путевого управления летательного аппарата // 1361892

Изобретение относится к рборудованию летательных аппаратов, а именно к кон-

Предкрылок // 1251458

Система загрузки командного рычага управления летательным аппаратом // 1159250

Винтовой механизм системы управления летательного аппарата // 1145599

Исполнительный механизм рулевого привода // 2265553

Изобретение относится к рулевым приводам аэродинамических поверхностей беспилотных летательных аппаратов

Устройство для соединения вала датчика с поворотным элементом исполнительного механизма // 2068798

Система управления аэродинамическими поверхностями самолета // 2071440

Изобретение относится к авиационной технике, к системам транспортной механизации крыла самолета

Летательный аппарат по схеме "утка" с флюгирующими рулями с приводом через зону нечувствительности // 2087381

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано при создании пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов, преимущественно для малоразмерных самолетов

Механическая система управления самолетом // 2000250

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в проводках управления самолетом

Способ контроля эффективности работы электромеханического привода роторно-линейного типа // 2471101

Изобретение относится к способу контроля эффективности работы электромеханического привода роторно-линейного типа

Привод несущей управляющей плоскости летательного аппарата // 2503919

Изобретение относится к космической, ракетной и морской технике и касается раскрытия и автоматической установки в рабочее положение несущей управляющей плоскости летательного аппарата (ЛА). Привод несущей управляющей плоскости ЛА содержит неподвижно установленный корпус, силовой цилиндр, поршень со штоком, кинематически связанный с управляющей плоскостью. Силовой цилиндр установлен в корпусе на подшипниках с возможностью вращения относительно своей продольной оси. Надпоршневая полость камеры силового цилиндра выполнена в виде газовой герметичной и негерметичной полостей, а герметичная полость под поршнем заполнена жидкостью. В негерметичной газовой полости кинематическая связь штока поршня с управляющей плоскостью выполнена в виде качалки, рычага и соединяющих их осей. Оси качалки и рычага установлены на корпусе силового цилиндра. Рычаг жестко соединен с управляющей плоскостью. Отверстие в качалке для установки оси крепления качалки со штоком поршня выполнено в виде прорези. Достигается уменьшение массы и габаритов привода несущей управляющей плоскости ЛА при выполнении им продольного и вращательного движений. 2 ил.

Переключатель основного управления механизацией крыла самолета (варианты), рычаг основного управления механизацией крыла самолета, гашетка командного блока основного управления механизацией крыла, силовой корпус командного блока переключателя основного управления механизацией крыла самолета // 2506201

Группа изобретений относится к устройствам управления системой механизации крыла и касается переключателей, корпусов, рычагов и гашеток. Переключатель основного управления механизацией крыла самолета включает связанные между собой командный и задающий блоки управления. Командный блок содержит двуплечий рычаг, который снабжен рукояткой с гашеткой. Рычаг выполнен с ломаной конфигурацией соединения плеч и установлен в силовом корпусе командного блока на шарнире с центром поворотов в точке пересечения центральных продольных осей плеч рычага. Плечи рычага соединены между собой под углом 120-150° в плоскости поворотов. Соединение командного блока с качалкой задающего блока выполнено посредством тандерной тяги, связывающей свободный конец нижнего плеча рычага со свободным концом качалки через два шарнира вращения. Гашетка содержит корпус, состоящий из двух частей, верхняя из которых выполнена уширенной, конгруэнтно вставляемой в гнездо в рукоятке рычага. Силовой корпус командного блока выполнен в виде сдвоенной коробчатой секторной рамы с клинообразно сужающимися к нижней части боковыми гранями и оснащен двумя криволинейными пластинами. Достигается повышение надежности, улучшение управления, а также повышение безопасности управления при снижении габаритов и веса конструкций. 5 н. и 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Силовой мини-привод петлеобразной формы // 2519612

Изобретение относится к машиностроению и может быть применено в приводах автоматических систем управления летательных аппаратов. Силовой мини-привод петлеобразной формы состоит из одного или нескольких выходных редукторов (10), внутри которых размещены механические передачи, входные звенья которых объединены общим валом (1), соединенным с двигателем (13) через промежуточный редуктор (11). В качестве механической передачи выходных редукторов (10) использован набор параллельно соединенных волновых передач с телами качения (6), многорядного волнообразователя, сепараторов (5) и жестких колес (7). Жесткие колеса (7) выполнены в виде составных частей подвижных цилиндров, являющихся выходными звеньями выходных редукторов. Промежуточный редуктор (11) выполнен в виде волновой передачи с телами качения (20), жесткого колеса (21), которое является составной частью неподвижного цилиндра, а выходным звеном является сепаратор (19), соединенный с общим валом (1). Изобретение позволяет улучшить массогабаритные показатели, повысить КПД и надежность всей системы. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Система повышения управляемости для летательного аппарата // 2520850

Изобретение относится к области авиации. Система повышения управляемости для летательного аппарата с переставным стабилизатором (2) включает средства (16) передачи движения отклонения, которые для каждого положения стабилизатора (2) по углу его установки устанавливают элемент (8) механизации стабилизатора в определенное положение по углу отклонения. Средства (18, 20, 23) передачи движения отклонения состоят из передаточного механизма, включенного между элементом (8) механизации стабилизатора и конструкцией летательного аппарата (1). Изобретение направлено на уменьшение размера стабилизатора. 11 з.п. ф-лы, 9 ил.