Патент на изобретение №2326022

(54) УСТРОЙСТВО ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ ВЫСОТОЙ ПОЛЕТА САМОЛЕТА

(57) Реферат:

Изобретение относится к системам управления летательными аппаратами. Устройство для управления высотой полета самолета содержит закрылки (1), привод и датчики. Закрылки отделены от крыльев и закреплены на поворотных валах (2), установленных шарнирно на выхлопной части корпуса двигателей (4) и фюзеляже и соединенных муфтами (7) с приводным валом (8) внутри хвостовой части фюзеляжа самолета. Изобретение обеспечивает более надежное управление высотой полета, предотвращающее уход самолета в плоский штопор. 3 ил.

Изобретение относится к системам управления летательными аппаратами в воздухе и передачам для приведения в действие поверхностей управления высотой полета с использованием механических, гидравлических устройств и реактивной силы.

В гражданских авиалайнерах изменение угла наклона самолета в полете осуществляется пилотом с помощью узла закрылков.

Недостатком этого узла является невозможность вывода самолета в горизонтальное положение при превышении угла подъема его носа более 20°, а также при попадании самолета в турбулентные потоки воздуха.

В военных самолетах-истребителях этот недостаток устранен за счет применения в реактивных двигателях узла векторной тяги /1/.

Недостатком этого узла является сложность конструкции, не позволяющая применить его в гражданских самолетах.

Задачей изобретения является упрощение узла устройства векторной тяги, совмещение его с узлом закрылков и присоединение к двум двигателям с целью улучшения управляемости высотой полета и предотвращения возможности ухода самолета в плоский штопор.

Поставленная задача решена за счет того, что в устройстве для управления высотой полета самолета, содержащем закрылки, привод и датчики, закрылки отделены от крыльев и закреплены на поворотных валах, установленных шарнирно на выхлопной части корпуса двигателей и фюзеляже и соединенных муфтами с приводным валом внутри хвостовой части фюзеляжа самолета.

Сущность изобретения поясняется чертежами.

На фиг.1 дан вид снизу, на фиг.2 – вид по стрелке А, на фиг.3а, б, в – варианты расположения закрылков на двигателе в виде по стрелке Б.

Устройство содержит закрылки 1, закрепленные на поворотных валах 2, установленных шарнирно на консолях 3 корпуса двигателя 4 и сферических подшипниках скольжения 5 с уплотнителями 6, закрепленных в стенке фюзеляжа.

На конце поворотных валов закреплена соединительная муфта 7, соединяющая валы с приводным валом 8. На этом же валу закреплен рычаг 9, соединенный осью 10 со штоком 11 гидроцилиндра 12 двойного действия. Кроме того, на валу 8 закреплен датчик 13 системы слежения за углом поворота закрылков. С блоком 14 управления работой гидросистемы поворота закрылков соединены датчик 13, гидронасос 15, датчик 16 контроля угла наклона самолета. Блок управления и датчик 16 соединены с пультом 17 управления самолетом.

На фиг.3а показан вариант размещения закрылка соосно оси двигателя. При этом закрылок выполнен продуваемым атмосферным воздухом изнутри в зоне расположения его в струе отработанных газов. На фиг.3б показан вариант размещения на двигателе двух закрылков. При этом один из них, например 18, короткий и соединен шарнирно тягами 19 с длинным закрылком 1, закрепленным на валу 2. На фиг.3в показан вариант выполнения закрылков 1 и 18 в виде сопла 20, установленного шарнирно на консолях 3 и соединенного с валом 2 и закрылком 1.

При близком расположении двигателей к фюзеляжу самолета закрылки можно удлинить за счет консоли к концам крыльев. В поперечном сечении закрылки имеют форму крыла для создания в горизонтальном полете дополнительной подъемной силы и усиления их действия при изменении высоты полета.

При расположении двигателей на боковых поверхностях фюзеляжа возможно применение на двигателе одной консоли и жесткое соединение или объединение валов 2 и 8.

Для привода приводного вала и управления работой закрылков могут быть частично использованы известные узлы и элементы управления, применяемые в самолетах для управления закрылками, расположенными в крыльях.

Устройство работает следующим образом. По сигналу с пульта управления 17 блок управления 14 включает в работу гидронасос 15 и гидроцилиндр 12. Шток 11 поворачивает рычаг 9, валы 2 с закрылками 7 и датчик 13. Последний отслеживает угол поворота закрылков и дает сигнал на окончание их поворота при достижении заданного угла наклона самолета.

Датчик 16 контроля угла наклона самолета дает сигнал на пульт управления 17 и в блок управления 14 при превышении допустимого угла наклона и рассогласовании показаний с датчиком 13.

Предлагаемое устройство позволяет, при небольших конструктивных изменениях в корпусе выхлопной части двигателей самолета, применить простой узел векторной тяги в сочетании с отделенными от крыльев закрылками и обеспечить более надежное управление высотой полета, предотвращающее уход самолета в плоский штопор.

Источники информации

1. История военной авиации. Самолеты реактивного века. / ОД. Хлопотов А.Д. – М.: АСТ; СПб.: Полигон, 2005.

Формула изобретения

Устройство для управления высотой полета самолета, содержащее закрылки, привод и датчики, отличающееся тем, что закрылки отделены от крыльев и закреплены на поворотных валах, установленных шарнирно на выхлопной части корпуса реактивных двигателей и фюзеляже и соединенных муфтами с приводным валом внутри хвостовой части фюзеляжа самолета.

РИСУНКИ

MM4A – Досрочное прекращение действия патента СССР или патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе

Дата прекращения действия патента: 12.10.2008

Извещение опубликовано: 27.05.2010 БИ: 15/2010