Механизм поворота целиком подвижного горизонтального оперения самолета

Иллюстрации

Механизм поворота целиком подвижного горизонтального оперения самолета (патент 118705)
Механизм поворота целиком подвижного горизонтального оперения самолета (патент 118705)
Механизм поворота целиком подвижного горизонтального оперения самолета (патент 118705)
Механизм поворота целиком подвижного горизонтального оперения самолета (патент 118705)
Показать все

Реферат

 

Л4 118705

Класс 62Ь, 16„

35d 4022 чЬЗп 4 Я

iN йНМИОТЕКа

СССР

ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

К АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ

В. С. Шишов

МЕХАНИЗМ ПОВОРОТА ЦЕЛИКОМ ПОДВИЖНОГО

ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ САМОЛЕТА

Заявлено 24 мая 1958 г. за М 600230 в Комитет по лелам изобретений и открытий при Совете Министров СССР

Механизмы поворота целиком подвижного торизонтального оперения самолета, состоящие из цилиндра с двумя телескопически сидящими в нем штоками известны.

Однако известные механизмы поворота не обеспечивают продольную управляемость самолета и аэродинамическое торможение при пробеге после приземления.

В описываемом механизме поворота эти недостатки устранены.

Сущность изобретения состоит в том, что, с целью осуществления на первой ступени движения поворота оперения в пределах, обеспечивающих продольную управляемость самолета, а на второй ступени — поворота перпендикулярно набегающему потоку для достижения аэродинамического торможения при пробеге после приземления, цилиндр выполнен вращающимся, а штоки совершающими возвратно-поступательное движение.

На фиг. 1 изображена принципиальная схема положений горизонтального оперения, устанавливаемых механизмом поворота; на фиг. 2— двухступенчатый винтовой механизм поворота в положении, соответствующем максимальному углу отклонения вверх горизонтального оперения, работающего как руль высоты (см. положение 1 на фиг. 1); на фиг. 3-— в положении, соответствующем максимальному отклонению вниз горизонтального оперения перпендикулярно набегающему потоку (см. полона фиг. 1); на фиг. 4 — в положении, соответствующем отклонению горизонтального оперения, работающего, как руль высоты (см. положение II жение Ш на фиг. 1); на фиг. 5 — изображен двухступенчатый гидровин-,îâîé механизм поворота в положении, соответствующем фиг. 4.

Описываемый двухступенчатый винтовой механизм поворота состоит из вращаемого цилиндра 1, телескопически расположенного в нем пустотелого штока 2 и штока т, телескопически расположенного внутри штока 2. Правый конец штока 8 выполнен проушиной 4, которой он крепится в качалке 5 подвижного горизонтального оперения 6. Цилиндр I приводится во вращение через редуктор электрическим или гидравличе¹ 118/05

Предмет изобретения

Л!еханизм поворота целиком подвижного горизонтального оперения самолета, состоящий из цилиндра с двумя телескопически сидящими в нем штоками, о тл и ч а ю щ и и ся тем, что, с целью осуществления

»а первой ступени движения поворота оперения в пределах, обеспечивающих продольную управляемость самолета, а »а второй ступени — поворота перпендикулярно набегающему потоку для достижения аэроди»амического торможения при пробеге после приземления, цилиндр выполнен вращающимся, а штоки совершающими возвратно-поступатель»ое движение.

Комитет по делам изобретений и открытий при Соеете Министров СССР

Редактор Jl, Г. Голандский Гр. 240, 154

Поди. к нея. 23.1Ч-59 г.

Тираж 810 Цена 50 коп.

11нфо„-и анионно-издательский отдел.

Объем 0,34 п. л. Зак. 2565

Типография Комитета по делам изобретений и открытий при Совете Министров СССР

Москва, Петровка, 14. ским двигателем (на чертеже не показано). Сочленение между цилиндром 1 и штоком 2, а также между штоком 2 и штоком 3, осуществлено с помощью винтовых соединений шарикового типа. Для этого в правых частях внутренних поверхностей цилиндра 1 и штока 2 и на наружных поверхностях штоков 2 и 3 имеются винтовые нарезки, между которыми размещены шарики 7. Штоки 2 снабжены упорами 8 и 9, а шток 8— упорами 10 и 11, предназначенными для ограничения крайних положений этих штоков. На правом конце внутри штока 2 размещено направляющее уплотняющее устройство 12, ниже которого находится выход канала, просверленного в стенке штока для подвода и отвода рабочей жидкости. Для аналогичной цели в днище цилиндра штока 2 вмонтирован штуцер 13. Шток 8 круглого сечения выполнен в левой части с направляющим уплотняющим устройством 14, которое образует во внутренней полости штока 3 две камеры Б и В взаимно-переменных объемов, зависящих от направления перемещения штока 3.

При вращении цилиндра l, шток 2 совершает в нем возвратное или поступательное перемещение до крайних положений, фиксируемых упорами 8 и 9 и соответствующих положениям I и 11 подвижного горизонтального оперения б (см. фиг. 1). Эти перемещения штока 2 в цилиндре 1 осуществляются первои ступенью механизма поворота, которую летчик включает для осуществления работы горизонтального оперения в качестве руля высоты, с целью обеспечения продольной управляемости .амолета на всех режимах полета. Для остановки двигателя, когда механизм поворота находится в крайних положениях, на упорах 8 и 9 установлены концевые включатели (на чертеже не показаны), После приземления самолета летчик берет ручное управление горизонтального оперения полностью на себя и приводит его в положение I иа фиг. 1 и фиг. 2, соответствующее максимальному отклонению его вверх как руля высоты. После этого летчик дистанционно включает вторую ступень механизма поворота, шток 3 внутри штока 2 перемещается вправо и поворачивает подвижное горизонтальное оперение перпендикулярно воздушному (см. III на фиг. 1 и фиг. 4 и 5), в результате пробег самолета значительно сокращается. По окончании пробега самолета летчик устанавливает горизонтальное оперение в нейтральное положение.