Посадочные устройства летательных аппаратов: ..управляемые шасси, демпфирование автоколебаний носового колеса – B64C 25/50

Изобретение относится к приводному узлу для шасси воздушного судна. Шасси воздушного судна содержит первое и второе колесо на общей оси колес. Приводной узел выполнен с возможностью присоединения к первому и второму колесам с возможностью приведения их в движение так, что направление продольного прохождения приводного узла лежит в плоскости, ортогональной общей оси колес. Приводной узел также содержит первый двигатель, выполненный с возможностью присоединения к первому колесу через первую структуру зубчатой передачи с возможностью приведения его в движение, и второй двигатель, выполненный с возможностью присоединения ко второму колесу через вторую структуру зубчатой передачи, с возможностью приведения его в движение. При этом первый и второй двигатели расположены в тандеме вдоль направления продольного прохождения приводного узла. Приводной узел может содержать двигатель и дифференциальную передачу, первую и вторую шестерни. Двигатель выполнен с возможностью присоединения к первому и второму колесам через дифференциальную передачу с возможностью приведения их в движение. Первая шестерня выходной ступени выполнена с возможностью зацепления с осевой шестерней первого колеса, которая присоединена к первому колесу, для приведения в движение первого колеса. Вторая шестерня выходной ступени выполнена с возможностью зацепления с осевой шестерней второго колеса, которая присоединена ко второму колесу, для приведения в движение второго колеса. Первая и вторая шестерни выходной ступени совмещены на общей оси выходной ступени, которая ортогональна направлению продольного прохождения приводного узла. Достигается обеспечение необходимой энергии для руления большого коммерческого воздушного судна с минимальными требованиями к пространству на общей конструкции шасси. 3 н. и 27 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к шасси с несколькими осями, одна из которых является рулящейся осью. Шасси с тележкой состоит из удлиненной балки с расположенными на ней осями, на каждой из которых установлена пара колес. Одна из осей поворотно установлена на балке. Шасси дополнительно включает в себя средства ограничения перемещения, расположенные между поворотной осью и балкой, зацепляющиеся с ними. Средства ограничения деформируются в одну сторону из устойчивого и блокируемого положения, соответствующего посадочному положению поворотной оси. Средства ограничения содержат телескопический упор, торцы которого шарнирно соединены с поворотной осью и удлиненной балкой таким образом, чтобы устойчивое блокируемое положение соответствовало одному из следующих положений: полностью выдвинутому или полностью сжатому положению телескопического упора. Телескопический упор содержит средства внутреннего блокирования для автоматического блокирования упора при его возврате в устойчивое положение. Телескопический упор может быть использован в качестве рулевого привода. Возможно приложение разного тормозного усилия к колесам, установленным на задней оси, с целью облегчения или осуществления возврата поворотной оси в посадочное положение. Блокируемый и приводной телескопический упор содержит шток, подвижно вставленный в цилиндр и гидравлически управляемый посредством отверстия в камере отбоя и отверстия в камере сжатия. Упор также содержит средства внутреннего блокирования, предназначенные для блокирования упора в одном из следующих положений: полностью выдвинутом или полностью сжатом положении. Средства блокирования гидравлически перемещаются между блокированным и разблокированным положениями посредством блокирующего и разблокирующего отверстия, которые функционируют независимо от отверстия в камере отбоя и отверстия в камере сжатия. Достигается простота и надежность. 6 н. и 6 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к системе управления углом поворота воздушного судна. В системе на выходе в качестве сигнала управляющей команды для управляемого носового колеса обеспечено получение управляющего сигнала, соответствующего углу поворота. По управляющей команде происходит поворот в заданном направлении корпуса выруливающего воздушного судна. Система содержит задатчик номинального угла поворота, устройство обнаружения проскальзывания и переключающее устройство. Задатчик вычисляет номинальный угол поворота в предположении отсутствия проскальзывания корпуса. Устройство обнаружения проскальзывания на основе номинального угла поворота выявляет проскальзывание корпуса. Переключающее устройство выбирает и подает на выход сигнал управляющей команды. При обнаружении проскальзывания корпуса обеспечена подача на выход сигнала, соответствующего номинальному углу поворота, в качестве сигнала управляющей команды для управляемого носового колеса без использования и подачи на выход управляющего сигнала, соответствующего углу поворота. Достигается минимизация проскальзывания корпуса воздушного судна при повороте на рулежной дорожке, покрытой льдом, устойчивость характеристик управляемости направлением движения, повышение безопасности при выруливании. 1 з.п. ф-лы, 6 ил.

Группа изобретений относится к области транспортировки и маневрирования летательными аппаратами. Система (4) оповещения о значениях угла поворота летательного аппарата содержит блок (11) измерения угла поворота, расположенный на летательном аппарате, и блок (19) тревожной сигнализации. Система (4) оповещения о значениях угла поворота летательного аппарата выполнена с возможностью формирования на выходе первого сигнала в зависимости от угла поворота между передним шасси летательного аппарата и продольной осью фюзеляжа летательного аппарата. Блок (19) тревожной сигнализации выполнен с возможностью формирования сигнала тревоги в зависимости от значения первого сигнала при превышении углом поворота заданного значения, например 60 градусов. Блок (11) измерения угла поворота может быть также выполнен с возможностью осуществления функции, связанной с системой рулевого управления летательного аппарата, например функции индикации для пилота угла поворота во время наземных маневров. Группа изобретений обеспечивает простое, надежное и эффективное оповещение о превышении углом поворота допустимого значения во время маневров летательного аппарата на земле. 3 н. и 19 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к шасси летательного аппарата с поворотной нижней частью. Шасси содержит стойку (220) с установленной на ней нижней поворотной частью (201, 223) и один привод (230) направления, установленный на стойке для селективного направления нижней поворотной части. Шасси также содержит устройство селективной передачи усилий, содержащее первый элемент (1, 101, 201) и второй элемент (2, 102, 202), установленный с возможностью перемещения на первом элементе. Между первым элементом и вторым элементом установлен фрикционный орган (4, 104, 204) для создания между двумя элементами силы трения. Устройство содержит средства (10, 11, 13, 110, 210) управления изменением предварительного напряжения, которым нажимной орган действует на фрикционный орган. Средства (10, 11, 13, 110, 210) управления выполнены с возможностью существенного ослабления создаваемого нажимным органом предварительного напряжения до нулевого значения. Устройство расположено на шасси так, что первый элемент (201) неподвижно соединен с нижней поворотной частью с возможностью поворота вместе с ней, а второй элемент (202) неподвижно соединен с участком шасси, управляемым приводом направления. Достигается исключение повреждения шасси от воздействия большого момента сил при помощи отсоединения приводов направления или передачи моментов сил только до определенного порога. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к шасси летательного аппарата. Летательный аппарат содержит боковые стойки и хвостовую или носовую стойки шасси, при этом боковые стойки шасси выполнены с возможностью синхронного поворота в горизонтальной плоскости или с возможностью независимого поворота в горизонтальной плоскости в разных направлениях на разный угол. Технический результат заключается в обеспечении более точной посадки летательного аппарата при боковом ветре. 2 н.п. ф-лы.

Изобретение относится к области самолетостроения, более конкретно к механизму поворота посадочного шасси летательного аппарата. Механизм содержит средство поворота колес (6) посадочного шасси, расположенное вдоль стойки (13) посадочного шасси, включающее гидроцилиндр (2, 3, 4) и зубчатую рейку (5). Гидроцилиндр оказывает воздействие на зубчатую рейку (5), которая в свою очередь приводит во вращение посредством угловых шестерен (9, 10) обратного хода вращающуюся коронную шестерню (8), приводящую во вращение кулису (22b), несущую на себе колеса (6) посадочного шасси. Гидроцилиндр расположен вдоль верхней трубы (7) и параллельно этой трубе. Угловые шестерни (9, 10) обратного хода содержат первое коническое зубчатое колесо (9) с осью (15), перпендикулярной оси стойки посадочного шасси, находящееся в зубчатом зацеплении со вторым коническим зубчатым колесом (10), расположенным коаксиально с коронной шестерней (8). Технический результат заключается в уменьшении габаритных размеров механизма поворота шасси. 5 з.п. ф-лы. 5 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам управления рулежным устройством передней опоры шасси самолета. Устройство управления передней опорой шасси самолета содержит установленные по правому и левому бортам кабины рукоятки, механически связанные между собой, командные датчики под педалями и рукояткой, механически связанные с педалями и рукоятками. Также устройство содержит концевые выключатели, центрирующий пружинный цилиндр, механически связанный с рукоятками, а также механизм центрирования вала командного датчика под рукояткой. Редуктор, концевые выключатели, центрирующий пружинный цилиндр рукояток, механизм центрирования вала командного датчика под рукояткой размещены в одном блоке с одним входным и двумя выходными элементами. При этом входной элемент выполнен в виде колонки, жестко соединенной с шестерней редуктора и с рукояткой, один выходной элемент, являющийся продолжением колонки входного элемента, кинематически связан с рукояткой по другому борту, второй выходной элемент соединен с валом командного датчика. Механизм центрирования вала командного датчика в нейтральном положении выполнен в виде двух подпружиненных качалок и упора между ними, установленного на корпусе редуктора, кроме того, кинематическое соединение между рукоятками по левому и правому бортам выполнено в виде тросовой проводки. Технический результат направлен на уменьшение габаритов и веса устройства, упрощение конструкции и повышение надежности работы устройства. 8 ил.