Механизм поворота целиком подвижного горизонтального оперения самолета

Механизм поворота целиком подвижного горизонтального оперения самолета

Иллюстрации

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.