Устройства для управления силовыми установками и их размещение: .передачи между управляющими устройствами и силовыми установками – B64D 31/14

Изобретение относится к электротехнике и может быть применено в приводах аэродинамических поверхностей летательных аппаратов. Устройство электромеханического привода интерцептора крыла самолета установлено на оси поворота, закрепленной в каркасе крыла, и имеет приводное звено многозвенного механизма, закрепленное на внутренней поверхности интерцептора. Устройство содержит многозвенный механизм, имеющий приводной вал, установленный в стойках, закрепленных в каркасе крыла, концы которого соединены муфтами с ведущими валами. По меньшей мере, один закрепленный на приводном валу кривошип с тягой соединен шарниром с первым концом тяги, второй конец которой имеет шарнир для соединения с приводным звеном интерцептора. Достигается возможность размещения электромеханического привода внутри крыла. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к электротехнике и может быть применено в приводах автоматических систем управления летательных аппаратов, в частности, в качестве привода аэродинамических рулей. Технический результат состоит в обеспечении управления подвижной аэродинамической поверхностью, ось вращения которой расположена вне объема подвижной аэродинамической поверхности, а также повышении надежности управления за счет резервирования силовых мини-приводов по принципу сложения усилий. Силовой мини-привод содержит корпус (1), внутри которого соосно вдоль продольной оси размещены бескорпусный электрический двигатель, состоящий из статора (2) и ротора (3), закрепленного на валу (4). Имеются волновая передача с телами качения либо одноступенчатая, в которой используется только выходная ступень (18), либо многоступенчатая, в которой используется выходная ступень (18), и промежуточная ступень 10. Датчик положения состоит из статора (28) и ротора (29), установленного на выходном звене (19) волновой передачи. На торцевой поверхности выходного звена (19) одно- или многоступенчатой волновой передачи с телами качения эксцентрично относительно продольной оси закреплена втулка (25) с тягой (35). Тяга (35) имеет проушины на концах, одна из которых надета на втулку (25) с возможностью вращения вокруг оси втулки, а вторая предназначена для крепления к неподвижной части (32) летательного аппарата. Корпус (1) снабжен элементом крепления (34) к подвижной аэродинамической поверхности (31) таким образом, что продольная ось ориентирована параллельно оси поворота (33) подвижной аэродинамической поверхности (31) летательного аппарата. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Группа изобретений относится к авиационной технике. Предложенное устройство для выдачи разрешения для воздействия содержит четыре средства. Первое средство предназначено для определения конкретных параметров, относящихся к летательному аппарату, в том числе положения сектора газа, управляющего подачей топлива в двигатель. Второе средство предназначено для определения на основании указанных конкретных параметров, находится ли летательный аппарат в состоянии, разрешающем воздействие на рабочий режим двигателя, и для выдачи, при необходимости, соответствующего разрешающего сигнала. Третье средство предназначено для определения того, выполняются ли нижеследующие условия: другой двигатель летательного аппарата является неисправным, другой двигатель выключен и разрешающий сигнал выдан для другого двигателя. Четвертое средство предназначено для запрещения выдачи разрешающего сигнала, когда указанное третье средство (10) регистрирует выполнение, по меньшей мере, одного из указанных условий а), b) и с). Предложенная система управления содержит сектор газа, пригодный для приведения в действие пилотом летательного аппарата, для управления подачей топлива в двигатель, средство контроля и регулировки двигателя, которое пригодно для воздействия на рабочий режим указанного двигателя, и упомянутое устройство для выдачи разрешения для воздействия. Предложенный летательный аппарат включает в себя упомянутую систему управления. Группа изобретений обеспечивает отключение неисправной двигательной установки во всех фазах полета летательного аппарата и для всех его состояний. 3 н. и 8 з.п. ф-лы, 4 ил.