Механизм привода концевых выключателей подвижного агрегата самолета

Авторы патента:

МЕХАНИЗМ ПРИВОДА КОНЦЕВЫХ ВЫКЛЮЧАТЕЛЕЙ ПОДВИЖНОГО АГРЕГАТА' САМОЛЕТА, содержащий двухплечую качалку, взаимодействующую с концевыми выключателями, установлен- .ными на корпусе, и управляющий элемент, связанный с подвижным агрегатом, отличающийся тем, что, с целью повышения надежности работы устройства, его качсшка связана с корпусом посредством дЬух последовательно соединенных серьг, на одной из которых выполнен кулачок, взаимодействующий с управляющим элементом, причем качалка снабжена выступом, а на корпусе установлена подпружиненная защелка взаимодействующая с качалкой и управляющим элементом.ЙЛО)•^СХ)

СОЮЗ СОВЕТСКИХ

СОЦИАЛИСТИ4ЕСНИХ

РЕСПУБЛИН

„„SU„„671180 А

3(5В В 64 С 13/24

OllHGAHHE ИЗОБРЕТЕНИЯ

М ABTOPCHOMV СВИДЕТЕЛЬСТВУ

ГОСУДАРСТВЕННЫЙ НОМИТЕТ СССР

ПО ДЕЛАМ ИЗОБРЕТЕНИЙ И ОТКРЫТИЙ (21) 2481270/40-23 (22) 04.05.77 (46) 23.01.84. Бюл. Р 3 (72) Ю.С.Лепяхов (53) 629.7.062 (088.8) (56) 1. Техническое описание самолета AH-22, кн. 2, часть. Т, раздел

1, 6 с. 4, из ОКБ, Киев, 1971.

2. Авторское свидетельство СССР 9 450451, кл. В 64 С 13/24, 1975. (54) (57) МЕХАНИЗМ ПРИВОДА KOHUEBblX

ВЫКЛЮЧАТЕЛЕЙ ПОДВИЖНОГО АГРЕГАТА

САМОЛЕТА, содержащий двухплечую качалку, взаимодействующую с концевыми выключателями, установленными на корпусе, и управляющий элемент, связанный с подвижным агрегатом, отличающийся тем, что, с целью повышения надежности работы устройства, его качалка связана с корпусом посредством двух последовательно соединенных серьг, на одной из которых выполнен кулачок, взаимодействующий с управляющим элементом, причем качалка снабжена выступом, а на корпусе установлена подпружиненная защелка взаимодействующая с качалкой и управляющим элементом.

671180

Редактор О.Юркова ТехреД Л.Коцюбняк Корректор А.Ноях

Заказ 1037/2 Тира>к 434 .Подписное

ВНИИПИ Государственного комитета СССР по делам изобретений и открытий

113035, Москва, Ж-35, Раушская наб., д. 4/5

4>илиал ППП "Патент", г, Ужгород, ул. Проектная, 4

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к исполнительным вспомогательным механизмам самолетов.

Известны механизмы привода концевых выключателей подвижного агрегата, содержащие корпус, на котором жестко закреплены концевые выключатели и два шарнирно установленные и взаимодействующие с конусными выключателями рычага, соединенные,между собой с помощью пружины (1 j.

Недостатком известного устройства является большой вес и низкая надежность работы.

Известен механизм привода концевых выключателей подвижного агрегата самолета, содержащий двухплечую качалку, взаимодействующую с концевыми выключателями, установленными на корпусе, и управляющий .элемент, связ.анный с поцвижным агрегатом Г2).

Недостатком известного технического решения является низкая надежность работы устройства.

Целью изобретения является устранение известных недостатков.

Поставленная цель достигается тем, что качалка механизма связана с корпусом посредством двух последовательно соединенных серьг, на одной иэ которых выполнен кулачок,. взаимодействующий с управляющим элементом, причем качалка снабжена выступом, а на корпусе установлена ,подпружиненная защелка взаимодействующая с качалкой и управляющим элементом.

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором изобра>кен общий вид механизма.

Механизм привода концевых вы1 ключателей подвижного агрегата самолета содержит корпус 1, конце. вые выключатели 2, двухплечие качалки 3 концевых выключателей и управляющий элемент-качалку 4, несущую ролик 5 и соединенную тягой 6 с агрегатом летательного аппарата.

Двухплечие качалкиконцевых ныкщочателей снабжены профилированным выступом 7 и шарнирно сочленены двумя серьгами 8 и 9 с укрепленными на корпусе подпружиненными дзухплечими рычагами 10, входящими профилированными торцами 11 в зацепление с двухплечими качалками концевых выключателей при взаимо действии ролика 5 управляющего элемента качалки 4 с двухплечим рычагом с серьгой 3, подсоединенной к качалке концевого выключателя.

Двухплечие рычаги 10 ограничены упорами 12, выполненными на корпусе механизма и снабжены пружинами 1.3 .

Работает механизм следующим образом. При перемещении тяги 6 в правое крайнее положение управляющий элемент-качалка 4 роликом 5. нажимает на кулачок фигурной серь15 ги 8 шарнирно сочлененного с качалкой 3 концевого выключателя 2.

Качалка концевого выключателя перемещается и обжимает приводной элемент концевого выключателя 2. В мо2О мент обжатия защелка выходит своим торцом 11 из зацепления с профилированным выступом 7 качалки 3 концевого выключателя и под воздействием пружины 13 перемещается до упора 12.

После этого качалка 3, обжатая приводным элементом концевого выключателя 2, сама стоит на упоре и при вибрации не имеет возможности для перемещения.

При дальнейшем вращении качалки

4 ролик 5 надавливает вначале на фигурную серьгу 8, иначе невозможно было бы. свободное Перемещение защелки без трения при взводе механизма. При этом качалка 3 слегка при,поднимается, а при дальнейшем пе ремещении ролика 5 надавливает на зашелку. Защелка. своим торцом скользит по профилированному выступу 7 качалки 3, и в крайнем расчетном положении происходит мгновенное срабатывание механизма.

Срабатывание происходит в одном из двух конечных положений агрегата

4» летательного аппарата, например, открытого, за счет необходимого перемещения приводного элемента концевого выключателя 2 в расчетной точке, о чем и поступает сигнал на соот,О ветствующую аппаратуру.

При закрытии, т.е. перемещении тяги 6 из крайнего левого в крайнее левое положение, механизм работает аналогично и выдает сигнал о закрытом положении агрегата летательного аппарата.

Механизм привода концевых выключателей подвижного агрегата самолета

Способ оценки коэффициента передачи цепи потенциометрической обратной связи рулевого привода управляемого снаряда и устройство для его осуществления // 2236668

Изобретение относится к оборонной технике, к управляемым снарядам и ракетам

Способ и устройство обеспечения автоматического снижения нагрузки на систему поверхностей, создающих большую подъемную силу, в частности на систему посадочных закрылков летательного аппарата // 2415776

Изобретение относится к области аэродинамики

Секционный закрылок // 1008993

Устройство сигнализации положения проводки управления летательного аппарата // 1262860

Способ изготовления раскоса агрегата летательного аппарата и оправка для его осуществления // 1550801

Тяга управления летательного аппарата и способ ее изготовления // 1596626

Приводное устройство регулируемого элемента летательного аппарата // 2497719

Изобретение относится к области авиационной и космической техники, в частности к приводам летательных аппаратов. Приводное устройство регулируемого элемента летательного аппарата содержит дублирующий элемент, камеру переменного объема и регулируемый насос, соединенный трубчатой линией управления с камерой переменного объема. Приводное устройство дополнительно содержит регулируемый клапан, установленный на трубчатой линии управления. Дублирующий элемент состоит из трубчатого кожуха, внутри которого расположен рабочий элемент из сплава, обладающего эффектом памяти формы, источника подачи горячего газа, связанного с трубчатым кожухом, замка и средства эффективного загружения рабочего элемента. Один конец рабочего элемента закреплен на корпусе летательного аппарата, а другой - соединен со средством эффективного загружения рабочего элемента. Замок установлен между корпусом летательного аппарата и средством эффективного загружения рабочего элемента. Достигается повышение надежности работы приводного устройства. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Среднемагистральный пассажирский самолет с системой управления общесамолетным оборудованием // 2519465

Изобретение относится к авиационной технике. Самолет содержит систему управления общесамолетным оборудованием, включающую автоматический и ручной контуры управления. Контур автоматического управления содержит основной и резервный каналы преобразований и вычислений, включающие основной и резервный блоки преобразований и вычислений соответственно, каждый из которых соединен двунаправленным мультиплексным каналом информационного обмена с общесамолетным оборудованием через блок управления и коммутации. Контур ручного управления выполнен в виде верхнего пульта пилотов. Система сопряжена с комплексом бортового радиоэлектронного оборудования. В систему управления включены блоки концентраторы сигналов, n-блоков управления и коммутации. В автоматический контур введен контрольный канал, включающий контрольный блок вычислений и преобразований. Основной, резервный и контрольный блоки вычислений и преобразований соединены двунаправленным мультиплексным каналом информационного обмена через блоки концентраторы сигналов с верхним пультом пилотов и через n-блоков управления и коммутации с исполнительными механизмами общесамолетного оборудования. Изобретение направлено на повышение безопасности полета. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Устройство, которое подвергается воздействию потока текучей среды // 2519602

Изобретение относится к области авиации, в частности к устройствам изменения кривизны аэродинамических поверхностей. Летательный аппарат содержит устройство (15), представляющее аэродинамическую поверхность, подвергающуюся при использовании воздействию потока текучей среды. Устройство (15) включает в себя внешнюю поверхностную часть (24b, 25b), геометрия которой поддается изменению для воздействия потока текучей среды, опорную конструкцию (31), которая поддерживает внешнюю поверхностную часть. Опорная конструкция (31) размещена внутри устройства (15) и включает в себя множество опорных рабочих органов (32) из композитного материала. Геометрия опорной конструкции (31) поддается изменению посредством привода (50) между первой стабильной геометрией и второй стабильной геометрией для выполнения изменения в геометрии внешней поверхностной части (24b, 25b), при этом опорные рабочие органы (32) обеспечивают жесткость конструкции внешней поверхностной части (24b, 25b). Композитный материал конструкции (31) поддерживает первую или вторую стабильные геометрии без влияния от привода (50). Привод (50) выполняет изменения между первым и вторым стабильными геометриями посредством приложения механической силы к части рабочего органа. Обеспечивается достаточная жесткость внешней поверхностной части устройства для противодействия динамическим нагрузкам текучей среды. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 6 ил.

Электромеханический привод предкрылка самолета // 2522635

Изобретение относится к авиастроению и касается приводов предкрылков самолета. Электромеханический привод содержит два выдвижных рельса с зубчатыми секторами, разделенный на секции основной вал, разъемные муфты, соединяющие между собой секции основного вала, два электромеханических привода секций основного вала с корпусами, закрепленными в каркасе крыла. Каждый корпус имеет размещенные внутри электродвигатель и датчик углового положения ротора электродвигателя, двухступенчатый волновой редуктор с телами вращения с полым выходным валом, имеющим два эксцентрика с установленными на них подшипниками и рабочими кольцами первой ступени, составляющими волнообразователь. Корпус также содержит сепараторы ступеней. Сепаратор первой ступени с размещенными в нем телами вращения, взаимодействующими с волновой поверхностью жесткого колеса первой ступени, на котором установлены эксцентрики с подшипниками и рабочими кольцами второй ступени. Сепаратор второй ступени с размещенными в нем телами вращения, взаимодействующими с рабочими кольцами и волновой поверхностью жесткого колеса второй ступени. Жесткое колесо первой ступени волнового редуктора имеет полый вал, а волнообразователь расположен на полом валу. Сепаратор второй ступени волнового редуктора закреплен в корпусе и является неподвижным. Жесткое колесо второй ступени с волновой поверхностью установлено с возможностью вращения относительно корпуса и имеет полый выходной вал. Основной вал, длина каждой секции которого превышает длину одного электромеханического привода, размещен внутри полого ротора, полого вала жесткого колеса первой ступени и полого выходного вала жесткого колеса второй ступени. Между основным и полым выходным валами установлено управляемое устройство их разъединения. Достигается повышение надежности электромеханического привода предкрылка. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.