механизм поворота крыла летательного аппарата с балансирным управлением

Формула изобретения

Механизм поворота крыла летательного аппарата с балансирным типом управления, состоящий из механизма командного управления, состоящего из командных тяг, основания механизма, скользящего по направляющим, закрепленным в корпусе летательного аппарата, отличающийся тем, что при синхронном и однонаправленном движении командных тяг приходит в движение продольное основание механизма, скользящего по направляющим, закрепленным на корпусе летательного аппарата, крыло поворачивается вокруг оси OZ, при синхронном и разнонаправленном движении командных тяг, вращается зубчатый сектор вокруг вертикальной оси и передающий управляющий момент на поперечную зубчатую рейку, скользящую в пазу продольного основания, закрепленного на летательном аппарате и расположенный на зубчатой рейке корпус шаровой опоры передает управляющий момент через главный рычаг, втулку скольжения и тяги на крыло, поворачивая последнее вокруг оси ОХ, командные тяги сдвигают продольное основание на поворот крыла вокруг оси OZ и при этом, создавая противонаправленное движение командных тяг через корпус шаровой опоры, несущий шарнир, крыло совершает одновременно поворот вокруг осей ОХ и OZ.

Описание изобретения к патенту

Механизм предназначен для поворота крыла летательного аппарата по аэродинамическим осям ОХ и OZ с балансирным управлением, что особенно применительно для летательных аппаратов с гондолами закрытого типа.

Основными узлами и деталями механизма являются: командные тяги управления - 1, продольно-подвижное основание механизма - 2, неподвижные направляющие - 3, зубчатый сектор - 4, ось зубчатого сектора - 5, поперечная зубчатая рейка - 6, главный рычаг с шаровой опорой - 7, четыре тяги, передающие управляющий момент с механизма управления на крыло - 9, корпус шаровой опоры - 10, несущий шарнир крыла, позволяющий поворачиваться крылу по осям ОХ и OZ - 11.

В существующих последних разработках систем управления крылом применяется передача управляющих усилий пилота посредством тросов, через элемент крыла - трапецию. Иногда через трапецию и килевую трубу крыла.

Недостатками существующих систем являются более сложный монтаж и демонтаж крыла с необходимостью дополнительных операций по отсоединению и подсоединению элементов тросового управления, идущего к трапеции. Вторым недостатком является более высокое сопротивление элементов навески крыла и систем управления (тросов и трапеции).

Третий недостаток: из-за больших длин тросов повышенный упругий люфт системы управления в каналах тангажа и крена. Кроме того, необходим более частый контроль над вытяжкой силовых и управляющих тросов, а также более частый контроль над соединяющими элементами тросов и их регулировка.

Целью изобретения является рациональная компановка и получение более высоких аэродинамических качеств летательного аппарата.

Сущность изобретения поясняется чертежом.

При синхронном и однонаправленном движении командных тяг 1 приходит в движение продольное основание механизма 2, скользящего по направляющим 3, закрепленным на корпусе летательного аппарата. Крыло поворачивается вокруг оси OZ.

При синхронном и разнонаправленном движении командных тяг начинает вращение зубчатый сектор 4 вокруг оси 5 и передает управляющий момент на поперечную зубчатую рейку 6, скользящую в пазу продольного основания 3, закрепленного на летательном аппарате.

Расположенный на зубчатой рейке корпус шаровой опоры 10 передает управляемый момент через главный рычаг 7 и далее через втулку скольжения 8 и через тяги 9 на крыло 12. Крыло поворачивается вокруг оси ОХ.

Если командные тяги 1 сдвигают продольное основание 2 на поворот крыла вокруг оси OZ, при этом создавая противонаправленное движение командных тяг, то крыло совершает одновременно поворот вокруг осей ОХ и OZ.

Управление командными тягами осуществляется летчиком стандартным постом управления элевонами.

Данная схема управлений позволяет получить рациональную компоновку и более высокое аэродинамическое качество на летательных аппаратах с балансирным управлением при использовании гондол закрытого типа, а также простой монтаж и демонтаж крыла, меньшее сопротивление элементов управления, отсутствие люфта, вследствие применения тяг вместо тросов. Контроль управления укладывается в нормы контроля тяг, принятого стандартом. Все это обуславливает техническую эффективность использования предлагаемого изобретения.

Данная схема управления позволяет получить более высокое аэродинамическое качество летательного аппарата за счет исключения из систем управления элементов навески крыла (тросов и рулевой трапеции), создающие значительное аэродинамическое сопротивление, отрицательно влияющее на аэродинамическое качество летательного аппарат.

Данная схема управления позволяет получить рациональную компоновку с точки зрения уменьшения габаритов летательного аппарата за счет уменьшения габаритных размеров элементов системы управления, а также упрощение технического обслуживания и хранения связанного с необходимостью монтажа и демонтажа крыла.