система управления рулевыми поверхностями самолета

Формула изобретения

Система управления рулевыми поверхностями самолета, содержащая командный пост управления, связанный с поверхностями управления механической проводкой, состоящей из кинематически соединенных между собой жестких элементов и тросового участка, включающего механизм разъединения, имеющий качалку, шарнирно установленную на кронштейне и соединенную с частью жесткой проводки, опорный сектор, шарнирно установленный на оси качалки, и пружину, причем сектор и качалка соединены между собой запирающим устройством, отличающаяся тем, что запирающее устройство выполнено в виде шарнирно установленных в секторе двух рычагов, каждый из которых соединен с соответствующей ветвью тросовой проводки, а между собой они соединены пружиной, при этом оси рычагов контактируют с размещенным между ними упором, выполненным на качалке, кроме того, оси рычагов имеют ступенчатые вырезы на контактирующих с упором концах.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области авиации, а именно к системам управления полетом самолета, в которых сигнал пилота передается на поверхности управления посредством жесткой и тросовой проводок управления. Предлагаемая система управления может быть использована там, где имеется резервный контур управления или дублирующая проводка управления, нормальной работе которых может помешать обрыв одного из тросов проводки управления.

Известна система управления рулевыми поверхностями (см. патент США N 4198877, НКИ 74/501 R, 1980 г. ), содержащая жесткую и тросовую проводки управления. В тросовую проводку управления включен механизм, обеспечивающий возможность сохранения управления самолетом при обрыве одного из тросов. Этот механизм содержит качалку, шарнирно установленную на каркасе самолета и связанную с жесткой частью проводки управления. На оси качалки шарнирно установлены два сектора, каждый из которых соединен с соответствующей ветвью тросовой проводки. На качалке имеются упоры, предназначенные для передачи усилий с секторов на качалку, а на каркасе самолета выполнен дополнительный упор для ограничения поворота сектора с оборванным тросом. Кроме того, на качалке установлено стопорное устройство, обеспечивающее соединение сектора с исправным тросом с качалкой при обрыве другого троса. Между собой секторы связаны пружиной, предварительное натяжение которой меньше силы натяжения тросов. При обрыве одного из тросов эта пружина обеспечивает возвратное перемещение проводки управления.

Причиной, препятствующей достижению указанного ниже технического результата при использовании этой системы, является то, что она не может быть использована в системах управления, имеющих резервный контур, так как при обрыве одного из тросов пружина стремится переместить проводку управления в крайнее положение и для удержания проводки в нужном положении пилоту необходимо постоянно прикладывать дополнительное одностороннее усилие, что может препятствовать нормальной работе резервного контура управления.

Наиболее близкой системой того же назначения к заявляемому изобретению по совокупности признаков является система управления полетом самолета, известная из описания к патенту США N 4776543, НКИ 244/232. 1988 г. Эта система содержит командный пост управления, связанный с поверхностями управления механической проводкой, состоящей из кинематически соединенных между собой жестких элементов и тросового участка, включающего механизм разъединения. Механизм разъединения содержит рычаг, жестко закрепленный на валу, который в свою очередь шарнирно установлен на каркасе самолета. На валу выполнен фланец, по обе стороны которого шарнирно установлены секторы. Каждый из секторов соединен с соответствующей ветвью тросовой проводки. Секторы и вал соединены между собой с помощью запирающего устройства, выполненного в виде двух звеньев, каждое из которых шарнирно установлено на соответствующем секторе, а их противоположные концы соединены осью, которая входит в выемку, выполненную во фланце. Механизм разъединения содержит также пружины, каждая из которых одним концом соединена с соответствующим сектором, а другим концом крепится на фланце.

К причинам, препятствующим достижению указанного ниже технического результата при использовании известной системы, принятой за прототип, относится то, что механизм разъединения имеет значительные габариты в осевом направлении из-за наличия двух секторов, для размещения которых на валу требуется соответствующая база, а также из-за наличия фланца, размещенного между ними. Другой причиной, препятствующей достижению указанного ниже технического результата, является то, что при использовании известной системы полностью не исключается влияние отказавшей тросовой проводки на систему управления самолетом. Это происходит потому, что при обрыве одной из ветвей тросовой проводки другая ветвь остается связанной с валом и соответственно с жесткой частью проводки управления через пружину.

Задачей данного изобретения является уменьшение объема, требующегося для размещения системы управления самолетом, а также полное исключение влияние отказавшей тросовой проводки на систему управления.

Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в системе управления рулевыми поверхностями самолета, содержащей командный пост управления, связанный с поверхностями управления механической проводкой, состоящей из кинематически соединенных между собой жестких элементов и тросового участка, включающего механизм разъединения, имеющий качалку, шарнирно установленную на кронштейне и соединенную с частью жесткой проводки, опорный сектор, шарнирно установленный на оси качалки, и пружину, причем сектор и качалка соединены между собой запирающим устройством, согласно изобретению запирающее устройство выполнено в виде шарнирно установленных в секторе двух рычагов, каждый из которых соединен с соответствующей ветвью тросовой проводки, а между собой они соединены пружиной, при этом оси рычагов контактируют с размещенным между ними упором, выполненным на качалке, кроме того, оси рычагов имеют ступенчатые вырезы на контактирующих с упором концах.

Таким образом, выполнение запирающего устройства в виде шарнирно установленных на одном секторе двух рычагов, оси которых контактируют с размещенным между ними упором, выполненным на качалке, позволило значительно уменьшить осевые габариты механизма разъединения, а это в свою очередь позволяет уменьшить объем, требующийся для размещения системы управления на самолете. Кроме того, соединение упомянутых рычагов запирающего механизма между собой пружиной позволяет полностью исключить влияние отказавшей тросовой проводки на систему управления, так как эта пружина не связана с качалкой, а соответственно и с исправной частью проводки управления.

Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения с получением вышеуказанного технического результата, заключаются в следующем.

На фиг. 1 показан общий вид предлагаемой системы управления;

на фиг. 2 показан общий вид механизма разъединения;

на фиг. 3 - разрез А-А на фиг. 2;

на фиг. 4 показано взаимное расположение элементов механизма разъединения при обрыве одной ветви тросовой проводки.

Система управления рулевыми поверхностями самолета содержит штурвальную колонку 1 (фиг. 1), связанную механической проводкой, состоящей из тяги 2, механизма разъединения 3, тросовой проводки 4 и 5, сектора 6 и тяги 7, с рулевой поверхностью 8. Механизм разъединения 3 содержит входную качалку 9 (фиг. 2), шарнирно установленную на кронштейне 10 (фиг. 3). На качалке 9 шарнирно установлен сектор 11. В секторе 11 установлено запирающее устройство, включающее в себя оси 12 и 13, на которых жестко закреплены рычаги 14 и 15. Рычаг 14 (фиг. 2) соединен с ветвью 4, а рычаг 15 с ветвью 5 тросовой проводки. Концы рычагов 14 и 15 связаны между собой пружиной, разделенной на части 16 и 17, связанные между собой через сектор 11, причем натяжение пружины меньше усилия предварительного натяжения тросов 4 и 5. На качалке 9 выполнен упор 18, с которым контактируют оси 12 и 13, имеющие ступенчатые вырезы. Кроме того, на секторе 11 выполнены упоры 19, 20 и 21.

При исправной тросовой проводке перемещение штурвальной колонки 1 (фиг. 1) через тягу 2 передается на входную качалку 9 механизма разъединения 3. При этом, так как упор 18 (фиг. 2) качалки 9 зафиксирован между осями 12 и 13, движение через рычаги 14 и 15, прижатые к упорам 19 и 20 сектора 11, и тросовую проводку 4 и 5, сектор 6 (фиг. 1), тягу 7 передается на рулевую поверхность 8.

При обрыве одной ветви тросовой проводки, например ветви 5 (фиг. 4), часть 16 пружины поворачивает рычаг 15, который перемещается до упора 21. При этом ось 13 поворачивается так, что упор 18 качалки 9 выходит из контакта с осью 13 благодаря наличию ступенчатого выреза на этой оси. Сектор 11 поворачивается в сторону исправной ветви 4 тросовой проводки, при этом часть 17 пружины поворачивает рычаг 14, перемещая его до упора 21, и ось 12 поворачивается так, что упор 18 качалки 9 выходит из контакта с ней, в результате чего качалка 9 перемещается свободно независимо от сектора 11. Таким образом исключено влияние отказавшей тросовой проводки на остальную часть системы управления.

Изложенные сведения свидетельствуют о выполнении при использовании заявляемой системы управления вышеупомянутой технической задачи, а именно - уменьшение объема, требующегося для размещения системы управления и полное исключение влияния отказавшей тросовой проводки на систему управления. Использование предстагаемого решения позволит также уменьшить массу системы управления рулевыми поверхностями самолета и повысить жесткость проводки управления.

Из изложенного следует также, что заявляемое изобретение соответствует критерию "промышленная применимость".