Регулируемые поверхности управления или их элементы, например рули – B64C 9/00

Изобретение относится к механизму навески элемента механизации крыла на основной части крыла. Устройство уборки и выпуска элемента механизации крыла летательного аппарата включает в себя два механизма навески, расположенных сбоку друг от друга в направлении размаха крыла, и устройство привода для перемещения элемента механизации крыла относительно основной части крыла. Механизм навески содержит первое звено, соединенное с основной частью крыла первым шарниром с образованием первой оси вращения, второе звено, третье звено, соединенное со вторым звеном вторым шарниром с образованием второй оси вращения и соединенное с элементом механизации крыла четвертым шарниром, тягу. Тяга соединена первым шаровым шарниром со вторым звеном и вторым шаровым шарниром с элементом механизации крыла. Первое звено и второе звено соединены друг с другом средним шарниром с образованием третьей оси вращения. Первая, вторая и третья оси вращения при любом положении элемента механизации крыла проходят через общий полюс. Достигается минимизация внутренних усилий и механических напряжений. 2 н. и 15 з.п. ф-лы, 7 ил.

Группа изобретений относится к областям техники, предусматривающим использование аэродинамических поверхностей. Способ увеличения подъемной силы крыла предусматривает формирование со стороны передней кромки крыла конфузора посредством дополнительного аэродинамического профиля, располагаемого под носовой частью крыла. При этом используют модернизируемое крыло летательного аппарата известной конструкции. Дополнительный аэродинамический профиль выбирают из перечня, включающего: фиксированный профиль, цельно поворотный профиль, поворотный профиль с разными осями вращения, разрезной профиль и цельно выдвижной профиль. Крыло модернизировано согласно предложенному способу. Группа изобретений направлена на увеличение подъемной силы. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 8 ил.

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.

Изобретение относится к уплотнительному элементу несущей поверхности, расположенному между двумя компонентами рулевой поверхности воздушного судна для закрытия изменяемой по ширине щели между ними. Уплотнительный элемент содержит участок крепления для соединения с первым компонентом, первую полку и вторую полку, отходящие от участка крепления и отстоящие друг от друга так, чтобы принимать между собой второй компонент. Уплотнительный элемент также содержит первый повышающий жесткость элемент, выполненный с возможностью частичного ограничения взаимного перемещения первой и второй полок. Первый повышающий жесткость элемент выполнен цельным и содержит первый повышающий жесткость рычаг и второй повышающий жесткость рычаг. Первый повышающий жесткость рычаг находится внутри или рядом с первой полкой, а второй повышающий жесткость рычаг находится внутри или рядом со второй полкой так, что взаимное перемещение первой и второй полок частично ограничено первым повышающим жесткость элементом. При изготовлении уплотнительного элемента обеспечивают форму, соответствующую внешнему контуру уплотнительного элемента, имеющего участок крепления и первую и вторую полки, отходящие от участка крепления. Обеспечивают один повышающий жесткость элемент внутри формы. Вводят уплотнительный материал в форму для частичного заполнения пространства вокруг повышающего жесткость элемента. Затем отверждают уплотнительный материал и извлекают уплотнительный элемент из формы. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 13 ил.

Группа изобретений относится к области авиации. Устройство для увеличения подъемной силы содержит основной элемент (5) закрылка, установленный с возможностью выпуска и убирания относительно основного крыла, и выступающий элемент (6А-1), выполненный так, что он имеет плавный контур и расположен вблизи концевого участка в направлении размаха поверхности положительного давления основного элемента (5) закрылка, выступая в направлении от основного элемента закрылка. Крыло содержит основное крыло и устройство для увеличения подъемной силы. Устройство для снижения шума содержит съемный основной элемент, выполненный с возможностью присоединения к концевому участку в направлении размаха основного элемента закрылка и возможностью отсоединения от концевого участка в направлении размаха основного элемента закрылка, установленного с возможностью выпуска и убирания относительно основного крыла, и выступающий элемент. Группа изобретений направлена на увеличение подъемной силы и снижение шума без увеличения веса. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 40 ил.

Изобретение относится к авиации, а именно к управлению летательными аппаратами. Механизм представляет собой рычажно-пружинный или линейно-пружинный механизм, имеющий положение неустойчивого равновесия и содержащий рычаг, прикрепленный к управляемому элементу, и/или к органу управления, и/или к промежуточному кинематическому звену, и шарнирно прикрепленную к концу рычага пружину сжатия или растяжения. Усилие пружины направлено к оси вращения управляемого элемента. Пружина или толкатель должны крепиться к рычагу и к самолету двумя шарнирами. Обеспечивается уменьшение усилий при ручном управлении различными управляемыми элементами летательных аппаратов. 11 з.п. ф-лы, 3 ил.

Группа изобретений относится к авиации. Управление «утка» содержит цельноповоротное флюгерное переднее горизонтальное оперение. В первом варианте штанги флюгеров выполнены в виде аэродинамических шайб на концах оперения. Во втором варианте вблизи фюзеляжа положительный угол атаки оперения больше. Группа изобретений направлена на повышение противоштопорных свойств. 2 н. и 1 з.п. ф-лы.

Адаптивное ручное управление самолетом относится к авиационной технике, в частности к системам ручного управления. Управляющий орган соединен с управляемым элементом посредством двух пружин, расположенных у органа управления, или у управляемого элемента, или на элементах соединяющей их кинематики. Пружины при нейтральном положении органа управления находятся в положении половины рабочего хода и зафиксированы от поворота с помощью зуба на концах пружины. Достигается повышение точности управления самолетом. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к конструктивному сопряжению переднего фитинга стабилизатора летательного аппарата (ЛА). Передний узел крепления стабилизатора, сопрягаемый с работающим на растяжение соединением двух боковых кессонов стабилизатора, содержит передний фитинг, переднюю работающую на сдвиг панель, верхнюю работающую на сдвиг панель, нижнюю работающую на сдвиг панель и соединительную деталь в виде стойки для присоединения нервюры к лонжерону. Передний фитинг содержит центральную часть и две боковые части, образующие цельную деталь из композиционного материала. Центральная часть содержит прямоугольное основание, две параллельные друг другу и симметричные боковые стенки, верхнюю и нижнюю стенки. Из боковых стенок выступают отдельные проушины, расположенные в одной плоскости с соответствующими боковыми стенками. Верхняя и нижняя стенки более короткие, чем боковые стенки, непараллельны друг другу и несимметричны. Нижняя стенка выгнута и обращена вогнутой поверхностью к верхней. Две боковые части имеют боковую сторону, симметричную каждой из снабженных проушиной боковых стенок центральной части. Каждая боковая сторона боковых стенок также имеет проушину с отверстием и выступающий край, проходящий вдоль почти всего ее наружного контура. Достигается обеспечение соединения, работающего на растяжение, минимальной передачи нагрузок, передаваемых боковым кессонам стабилизатора, снижение веса. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к регулируемым поверхностям. Механизм навески регулируемого по положению тела на несущей части конструкции и механизм навески элемента механизации крыла для увеличения подъемной силы содержат первое передаточное звено, второе передаточное звено, третье передаточное звено, базовое соединительное звено, движущее звено, связующее звено. Система увеличивающей подъемную силу механизации крыла летательного аппарата содержит элемент механизации крыла, устройство уборки и выпуска элемента механизации крыла. Устройство уборки и выпуска элемента механизации крыла содержит механизм навески регулируемого по положению тела на несущей части конструкции и механизм навески элемента механизации крыла для увеличения подъемной силы. Движущее звено одного механизма присоединено к элементу механизации крыла сферическим шарниром, другого механизма - шарниром с фиксированной осью вращения. Изобретение позволяет увеличить подъемную силу крыла. 3 н. и 10 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и касается устройств управления элевонов складываемого крыла ракеты. Механизм управления элевоном состоит из размещенного на корпусе ракеты вала вращения, соединенного с элевоном, шарнирно установленным на задней кромке крыла, рычага, закрепленного на валу, и рулевой машинки, установленной в корпусе ракеты, шток которой шарнирно соединен с рычагом. Вал, расположенный в корпусе ракеты, жестко соединен с рычагом, шарнирно соединенным со штоком рулевой машинки. Один конец вала со сферической опорой, установленной в корпусе ракеты, составляет подвижное шлицевое соединение. На другом конце вала шарнирно закреплена обойма, шарнирно соединенная с поводком, жестко закрепленным на элевоне складываемого крыла. Ось шарнирного соединения поводка и обоймы совмещена с осью вращения крыла. На поводке выполнен зуб. На обойме выполнен паз, в котором размещен зуб поводка. Достигается обеспечение управления элевоном, расположенным на складываемом крыле, независимо от температурных деформаций составных частей ракеты и от технологических погрешностей при изготовлении и сборке. 4 ил.

Изобретение относится к крылу воздушного или космического судна и касается посадочных закрылков или щитков. Крыло (12) содержит подвижное обтекаемое тело (10), подвижное опорное устройство (22), которое соединено с обтекаемым телом (10) для поворота обтекаемого тела (10) на крыле (12), и устройство (18, 20) управления обтекаемым телом. Устройство (18, 20) управления прикреплено к крылу (12) в первой точке (С), а опорное устройство (22) - во второй точке (В), и указанные две точки (С, В) устройства (18, 20) управления и опорного устройства (22) образуют ось (HL-1). Устройство (18, 20) управления расположено под предварительно определенным углом ( ) к оси (HL-1) и направляет обтекаемое тело (10) в предварительно определенной плоскости вокруг оси (HL-1). Достигается простота конструкции и уменьшение аэродинамического сопротивления. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 15 ил.

Изобретение относится к авиации и касается маневренных самолетов и систем их управления. Маневренный самолет содержит фюзеляж, стреловидное крыло, передние стреловидные наплывы, органы управления, шасси. Передние наплывы расположены в зоне сочленения головной и средней частей фюзеляжа и снабжены управляемыми поворотными поверхностями. Оси поворота управляемых поверхностей наплывов расположены перпендикулярно или под углом к продольной плоскости самолета. Достигается повышение безопасности полетов и боевой эффективности самолета путем увеличения запасов пикирующего момента и соответственно расширения диапазона допустимых центровок и увеличения средств боевого оснащения самолета, реализация наилучшего соотношения подъемной силы и сопротивления. 3 ил.

Изобретение относится к области авиационного оборудования и касается конструкции электроприводов управления рулевыми плоскостями летательных аппаратов. Электропривод содержит два гиромотора, установленных в единой раме. Рама размещена в подшипниках, закрепленных в корпусе привода, внутри которого установлены два вентильных электродвигателя, каждый из которых связан через рычажную систему с соответствующим гиромотором. Рама соединена с валом руля через шарико - винтовую передачу. Достигается повышение надежности и долговечности электропривода. 1 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата, имеющее профиль тонкого ромба, содержит головную и хвостовую части, верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности. Хвостовая часть разделена продольно на два равных участка, каждый из которых выполнен с возможностью поворота относительно неподвижной головной части на собственной оси. Угол поворота каждого участка ограничен 120°. Угол одновременного поворота участков, находящихся в сомкнутом состоянии, ограничен 60°. Угол одновременного поворота участков в разных направлениях ограничен 180°. Изобретение направлено на уменьшение посадочной скорости и пробега летательного аппарата. 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к опорному узлу для направления закрылка во время развертывания на крыле самолета. Опорный узел содержит направляющую дорожку, задающую двухмерный путь, цилиндрический подшипниковый ведомый элемент, имеющий продольную ось, вал и сферическую опору. Ось подшипникового ведомого элемента ограничена для того, чтобы следовать по указанному пути во время развертывания закрылка. Вал проходит от подшипникового ведомого элемента. Сферическая опора соединяет конец вала с подшипниковым ведомым элементом таким образом, что подшипниковый ведомый элемент является вращаемым относительно вала вокруг продольной оси подшипникового ведомого элемента, когда он перемещается по дорожке. Сферическая опора обеспечивает угловой поворот вала вокруг центральной точки сферической опоры так, что закрылок, поддерживаемый указанным узлом, является свободным для перемещения во многих направлениях. Направляющая дорожка может быть прикреплена к элементу конструкции авиационного крыла или к закрылку, а линейный опорный элемент может быть прикреплен к закрылку или к крылу на валу соответственно. Достигается возможность направления закрылка по трехмерной траектории во время развертывания, уменьшение проскальзывания и истирания подшипникового ведомого элемента. 3 н. и 15 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к опорной сборке предкрылка и к крылу летательного аппарата. Крыло летательного аппарата имеет предкрылок и опорную сборку предкрылка. Опорный рычаг предкрылка является сконфигурированным так, что он выходит из зацепления с обоймой, находящейся на расстоянии дальше всего от передней кромки крыла, когда предкрылок достиг своего полностью выпущенного положения. Опорная сборка предкрылка содержит опорный рычаг предкрылка, имеющий множество опорных поверхностей, тянущихся по его длине, и множество цилиндрических роликовых подшипников. Опорный рычаг предкрылка является подвижным, чтобы выпускать предкрылок, прикрепленный к одному концу упомянутого опорного рычага предкрылка, из передней кромки крыла летательного аппарата. Каждый подшипник находится в контакте качения со связанной опорной поверхностью, чтобы поддерживать опорный рычаг предкрылка и направлять его во время выпуска и уборки предкрылка. Каждый подшипник имеет ось вращения, которая параллельна его опорной поверхности. Опорная сборка предкрылка содержит пару смежных верхних опорных поверхностей, каждая верхняя опорная поверхность является расположенной под углом относительно смежной верхней опорной поверхности, так что подшипник, связанный с каждой верхней опорной поверхностью, не разделяет общую ось с подшипником. Достигается уменьшение веса сборки. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 7 ил.

Узел крыла воздушного судна содержит главный элемент (1) крыла с передней кромкой (2), предкрылок (3) на передней кромке главного элемента крыла и уплотняющий элемент (4). Узел выполнен с возможностью во время взлета перевода в первую конфигурацию, в которой предкрылок находится в развернутой позиции со щелью между предкрылком и главным элементом крыла. Уплотняющий элемент находится в развернутой позиции, в которой он закрывает щель (23). Во время крейсерского полета предкрылок и уплотняющий элемент находятся в убранной позиции. Во время посадки предкрылок полностью развернут с образованием щели (25) между предкрылком и главным элементом крыла, а уплотняющий элемент остается в убранной позиции, поэтому щель остается открытой. Способ управления характеризуется использованием узла крыла воздушного судна. Группа изобретений направлена на упрощение конструкции. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 6 ил.

Аэродинамическое тело, которое посредством регулирующего устройства выполнено с возможностью регулировки относительно основного крыла летательного аппарата. В связи с его регулировкой на боковом конце (E1, E2) образуется изменяемая щель (G) между аэродинамическим телом и другим аэродинамическим телом или деталью фюзеляжа или основным крылом. Устройство (1) перекрытия щели с деталью (20) обшивки, которая простирается вдоль щели (G) и перекрывает внешнюю обшивку аэродинамического тела в направлении (SW1, SW2) размаха на его торце таким образом, что деталь (20) обшивки является телескопически перемещаемой относительно этого аэродинамического тела в направлении (SW1, SW2) размаха. Первый вариант крыла для летательного аппарата с основным крылом и множеством расположенных рядом друг с другом поперек направления (S1) глубины крыла аэродинамических тел (A1, А2). Второй вариант крыла для летательного аппарата с основным крылом и регулируемым относительно него посредством регулирующего устройства и расположенным поперек направления (S1) глубины крыла вблизи детали фюзеляжа или основного крыла аэродинамическим телом (A1, A2). Группа изобретений направлена на повышение аэродинамической эффективности за счет уплотнения щели между конструктивными деталями. 3 н. и 18 з.п. ф-лы, 18 ил.

Конструкция околозвукового и сверхзвукового крыла с ламинарным обтеканием летательного аппарата включает гибридный плоский разрезной закрылок, связанный с крылом и содержащий плоский закрылок, отклоняемый вниз под первым углом, и разрезной закрылок, отклоняемый вниз под вторым углом, который превышает первый угол. Конструкция может включать наплыв, тянущийся впереди внутренней протяженности крыла, скошенную законцовку крыла, обратный зализ на сопряжении наплыва или фюзеляжа с передней кромкой крыла, внутренний предкрылок, тянущийся приблизительно на 15% от размаха консоли крыла, и гибридный плоский разрезной закрылок, расположенный на задней кромке крыла. Изобретение направлено на уменьшение положительного градиента давления на задней кромке верхней поверхности закрылка. 16 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и, в частности к конструкциям складываемых аэродинамических поверхностей, находящихся под воздействием сильных аэродинамических возмущений. Складываемая аэродинамическая поверхность содержит основание и шарнирно соединенную с ним поворотную лопасть, толкатель и винтовой преобразователь поступательного движения толкателя во вращательное движение лопасти. Винтовой преобразователь содержит два цилиндра с винтовыми поверхностями и взаимодействующий с ними рабочий элемент. Цилиндры расположены последовательно соосно. Один из цилиндров соединен с основанием, а другой - с лопастью, причем второй цилиндр имеет винтовые поверхности другого направления, чем винтовые поверхности первого цилиндра. Рабочий элемент выполнен в виде нарезного штока, размещенного во внутренних полостях цилиндров с возможностью поступательного и вращательного перемещений. Рабочий элемент одним концом жестко связан с толкателем, скользящим внутри первого цилиндра, а другим концом введен во второй цилиндр. Винтовые канавки, выполненные по образующей поверхности нарезного штока, в его средней части меняют свое направление с одного на другое, ответное винтовым поверхностям цилиндров. Достигается надежность раскрытия аэродинамической поверхности в условиях сильных аэродинамических возмущений. 4 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к механизму выпуска предкрылка. Механизм содержит первый элемент привода, соединенный с предкрылком в первой точке поворота, и второй элемент привода, соединенный с предкрылком во второй точке поворота, которая смещена относительно первой точки поворота. На первом элементе привода предусмотрена первая зубчатая рейка, а на валу привода установлена первая шестерня. Первая шестерня предназначена для передачи механической энергии от вала привода к первому элементу привода посредством первой зубчатой рейки. На втором элементе привода предусмотрена вторая зубчатая рейка, а на валу привода установлена вторая шестерня. Вторая шестерня имеет радиус, отличный от радиуса первой шестерни. Вторая шестерня предназначена для передачи механической энергии от вала привода ко второму элементу привода посредством второй зубчатой рейки таким образом, что второй элемент привода перемещается со скоростью, отличной от скорости первого элемента привода. Технический результат заключается в упрощении конструкции механизма выпуска предкрылка. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к поверхностям управления для летательного аппарата. Поверхность (3) управления содержит два силовых привода (15), основную закрывающую нервюру (9), расположенную на одном конце поверхности (3) управления. Основная закрывающая нервюра (9) соединена с основной торсионной штангой (8). Основная торсионная штанга (8) соединена как одно целое с рычажной системой (14). При этом два силовых привода (15) действуют таким образом, что есть возможность действовать на поворот поверхности (3) управления в процессе полета летательного аппарата. Поверхность управления (3) также содержит второстепенную торсионную штангу (11). Второстепенная торсионная штанга (11) концентрична с основной торсионной штангой (8) и расположена внутри. Второстепенная торсионная штанга (11) соединена как одно целое с рычажной системой (14) и с второстепенной закрывающей нервюрой (28) поверхности (3) управления. Достигается уменьшение размера и изгибающих нагрузок на шарнирные детали, увеличение ограниченной площади кессонной конструкции несущей поверхности, увеличение жесткости, уменьшение усилий, необходимых для приведения в движение, уменьшение массы силовых приводов. 9 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к авиации, в частности к системам приводов аэродинамических поверхностей. Узел крыла воздушного судна содержит крыло (1), спойлер (2), присоединенный с возможностью поворота к крылу, и механизм выпуска спойлера. Механизм выпуска спойлера содержит ножничный рычажный механизм (7), включающий верхний рычаг (9), присоединенный с возможностью поворота к спойлеру посредством верхнего шарнира (10), и нижний рычаг (11), присоединенный с возможностью поворота к крылу посредством нижнего шарнира (12) и к верхнему рычагу (9) посредством центрального шарнира (13). Привод (8) присоединен с возможностью поворота к крылу посредством проксимального шарнира и к ножничному рычажному механизму посредством дистального шарнира. Привод может менять положение между выдвинутой и убранной конфигурациями для того, чтобы таким образом изменять расстояние между проксимальным и дистальным шарнирами. Проксимальный и дистальный шарниры удалены друг от друга в направлении размаха крыла. Способ управления указанным узлом крыла включает перевод привода из убранной конфигурации в выдвинутую, при этом образуют угол между верхним (9) и нижним (11) рычагами ножничного рычажного механизма и выталкивают спойлер в воздушный поток над крылом посредством верхнего рычага (9). Достигается экономия пространства в поперечном направлении крыла. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 10 ил.

Группа изобретений относится к области авиации. Предкрылок крыла самолета подвижно соединен с основным крылом и содержит аэродинамически обтекаемую поверхность, включающую заднюю нижнюю кромку. Часть задней нижней кромки предкрылка выполнена по форме гладкой волнистой линии либо волнистой линии с угловыми точками вдоль размаха крыла. Способ обтекания предкрылка крыла самолета заключается в использовании предложенного предкрылка. Группа изобретений направлена на снижение аэродинамического шума самолета на режимах взлета и захода на посадку. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

Система обеспечения большой подъемной силы для самолета с основным крылом и предкрылком содержит устройство, устанавливающее предкрылок в различные состояния. Между обращенной к основному крылу задней стороной (1b) предкрылка и основным крылом (2) образуется щель (5), размер которой вытекает из переустанавливаемого состояния предкрылка (1) относительно основного крыла (2). Внутри предкрылка образован воздуховодный канал (11) с впуском (20) воздуховодного канала и одним выпуском воздуховодного канала. Впуск (20) воздуховодного канала расположен на обращенной к основному крылу задней стороне (1b) для того, чтобы воздействовать на поток воздуха в щели (5). Изобретение направлено на ослабление шума потока. 24 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к устройствам летательного аппарата, предназначенным для улучшения посадочных свойств. Крыло самолета состоит из консолей, при этом консоли или часть консолей поворачиваются относительно оси, лежащей в плане между перпендикуляром к оси самолета и осью консоли. Консоль крыла также может поворачиваться относительно линии, которая в плане составляет с продольной осью самолета угол, больший угла стреловидности крыла. Достигается сокращение пробега при посадке путем резкого увеличения аэродинамического сопротивления, увеличение эффективности торможения колесами. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиации. Устройство выдвижения предкрылка содержит выдвижной рельс, установленный в направляющих, закрепленных на каркасе крыла. Выдвижной рельс прикреплен к предкрылку посредством переднего и заднего шарнирных узлов типа ухо-вилка. Задний шарнирный узел образован серьгой, одним концом прикрепленной к средней части предкрылка соединением типа ухо-вилка с использованием шарового шарнира, а вторым концом связанной с выдвижным рельсом соединением типа ухо-вилка с использованием шарового шарнира. Соединение серьги с выдвижным рельсом выполнено с возможностью регулировки расстояния между направляющим рельсом и предкрылком для обеспечения возможности вписывания предкрылка в теоретический контур крыла. Передний шарнирный узел расположен в передней части предкрылка и передней части выдвижного рельса и выполнен в виде соединения типа ухо-вилка с использованием шарового шарнира. В ухе переднего шарнирного узла установлена втулка с ограничительными буртиками, взаимодействующими с внешним кольцом шарового шарнира переднего шарнирного узла. Изобретение направлено на улучшение эксплуатационных свойств, снижение деформации секций предкрылка в полете и упрощение регулировки положения предкрылка. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к приводам аэродинамических поверхностей самолетов. Приводная система для развертывания элемента (1) увеличения подъемной силы на передней кромке крыла (2) воздушного судна содержит тягу (4), соединенную с возможностью поворота с крылом в первой поворотной точке (3) и с элементом (1) увеличения подъемной силы во второй поворотной точке (7), первый приводной механизм (5), выполненный с возможностью поворота элемента (1) вокруг первой поворотной точки (3), и второй приводной механизм (8), выполненный с возможностью поворота элемента (1) вокруг второй поворотной точки (7). Второй приводной механизм (8) может быть задействован независимо от первого приводного механизма и может создавать уплотняющее усилие между элементом (1) и передней кромкой крыла (2) воздушного судна. Способ развертывания элемента (1) увеличения подъемной силы на передней кромке крыла (2) с использованием вышеуказанной системы включает поворот элемента (1) вокруг поворотной точки (3) приводным механизмом (5) вниз вокруг передней кромки из убранного положения в промежуточное, поворот элемента (1) вокруг точки (7) вторым приводным механизмом (8) для перемещения элемента (1) в выдвинутое положение, при этом вторым приводом (8) создают уплотняющее усилие в убранном и промежуточном положениях элемента (1). Обеспечивается сложное перемещение элемента (1). 2 н. и 16 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к системам автоматического управления обеспечения большой подъемной силы самолета с помощью пред-/закрылок (21, 22), которые выполнены с возможностью установки в различные конфигурации: для крейсерского полета, полета в зоне ожидания, взлета или посадки. Система состоит из устройства управления пред-/закрылками (26), которое посредством управляющего соединения (25) соединено с приводной системой (23, 24) пред-/закрылок (21, 22), и функционального блока (7), который соединен с устройством (26) управления пред-/закрылками для ввода рабочих команд, управляющих установкой пред-/закрылок (21, 22). Устройство (26) управления пред-/закрылками предназначено для расчета соответствующих конфигураций пред-/закрылок (21, 22), направления конфигурационного изменения, рабочих режимов скоростей переключения, взаимосвязанных с автоматизированными компонентами регулирования пред-/закрылок (21, 22) в зависимости от данных о состоянии полета и/или других существенных для управления полетом данных, при этом устройство (26) управления пред-/закрылками может также выполнять автоматическое переключение рабочих режимов для взлета и захода на посадку, и предусмотрено для автоматического формирования команд, обуславливающих изменение конфигурации в зависимости от скорости полета. Обеспечивается повышение надежности и оптимизация режимов взлёта и посадки. 2 н. и 19 з.п. ф-лы, 17 ил.