CS201600B1

CS201600B1 - Facility for maintaining the aircrafts bank

Info

Publication number: CS201600B1
Application number: CS480276A
Authority: CS
Inventors: Oleg K Antonov; Valentin T Maslov; Alexej F Vojtko
Original assignee: Oleg K Antonov; Valentin T Maslov; Alexej F Vojtko
Priority date: 1975-11-12
Filing date: 1976-07-20
Publication date: 1980-11-28
Also published as: SU619076A1

Description

Autor vynálezu ANTONOV OLEG KONSTANTINOVlC, MASLOV VALENTIN TIMOFEJEVlC a VOJTKO ALEXEJ FJODOROVlC, KYJEV (SSSR) (54) Zařízení pro udržování náklonu letadlaAuthor of the invention ANTONOV OLEG CONSTANTINOVLC, VALENTINE BUTTER TIMOFEJEVC, and ALEXI FJODOROVLC MILITARY, KIEV (USSR) (54)

Vynález spadá do oblasti letecké techniky, zejména pak do oblasti řídicích systémů a řídicích ústrojí letadel a slouží pro automatické udržování náklonu letadla bud’ při selhání jednoho motoru a nebo při korekci klouzavého letu při přistávání.The invention falls within the field of aviation technology, in particular aircraft control systems and controls, and serves to automatically maintain aircraft tilt either in the event of a single engine failure or in gliding correction during landing.

Jsou známy tzv. klouzavé automaty a automaty kompenzace selhání motoru (viz na př. F. I. Skljanskij „Uspořádání nadzvukového letadla“ vyd. Mašinostrojenije, Moskva 1964 str. 302), které při vyšších rychlostech stroje vyklánějí řídicí kormidla a klapky letadla do polohy zajišťující potřebný náklon letadla.So-called gliding and engine failure compensation machines are known (see, for example, FI Skljanskij "Arrangement of the Supersonic Aircraft", ed. Mashinostrojenije, Moscow 1964 p. 302), which at higher machine speeds tilt the rudders and flaps of the aircraft to the required tilt position aircraft.

Tato zařízení obvykle obsahují: U klouzavých automatů — čidla reagující na změnu úhlů náklonu a u automatů kompenzace selhání chodu motoru — čidla hlídající práci motoru, řídicí ústrojí, ovládací mechanismy, dodatečný zdroj energie a pohony řídicích kormidel a klapek.These devices typically include: For sliding controllers - sensors responsive to change in tilt angles and, for automatic controllers, engine failure compensation - sensors that monitor engine operation, controls, controls, additional power source, and steering rudder and damper drives.

Tato zařízení mají tu nevýhodu, že jsou zařazeny do mechanických systémů řídicích pák, klapek a kormidel. To má za následek jeho složitost a snížení spolehlivosti. Mimoto použití dodatečného zdroje energie zajišťujícího činnost pohonu kormidel, klapek a pomocných ústrojí snižuje rovněž životnost zaŤÍZení pih udržování náklonu letadla.These devices have the disadvantage of being included in the mechanical systems of the control levers, flaps and rudders. This results in its complexity and reduced reliability. In addition, the use of an additional power source to operate the rudders, flaps and auxiliary mechanisms also reduces the lifetime of the freeze-thrust load.

Protože tato zařízení pracují při velkých rychlostech, vyžadují velmi výkonné pohony a zdroje energie a dále zvyšují požadavky na základní řízení letadla. V případě poruchy dodatečného zdroje energie není možné zabránit selhání činnosti celého zařízení.Because these devices operate at high speeds, they require very powerful propulsion and power sources and further increase the basic aircraft control requirements. In the event of a failure of the additional power source, it is not possible to prevent the entire plant from failing.

Pro zajištění provozní bezpečnosti takovýchto zařízení je třeba použít složitých zdvojených zapojení, což vede ke značně složitým systémům a zvýšení váhy letadla.In order to ensure the operational safety of such devices, it is necessary to use complex double wiring, which leads to very complex systems and increases the weight of the aircraft.

Je známo zařízení pro zlepšení efektivnosti kormidlové klapky cestou odběru stlačeného vzduchu z kompresoru motoru letadla a jeho přívod přes trysku přímo pod horní povrch ovládací klapky, která je uspořádána na stejné straně letadla jako pohonný motor, ze kterého je stlačený vzduch odebírán (viz patent V. B. č. 844520). Toto zařízení má tu nevýhodu že vyžaduje zvýšenou spotřebu stlačeného vzduchu, pro kterou je třeba zvýšit výkon kompresoru, nebo uspořádat dodatečný kompresor, popřípadě zásobník stlačeného vzduchu, což automaticky vede ke zvýšení váhy letadla.It is known to improve the efficiency of the rudder flap by drawing compressed air from an aircraft engine compressor and supplying it via a nozzle directly below the upper surface of the control flap, which is arranged on the same side of the aircraft as the propulsion engine from which the compressed air is taken. 844520). This device has the disadvantage that it requires an increased consumption of compressed air, for which it is necessary to increase the performance of the compressor, or to provide an additional compressor or compressed air reservoir, which automatically leads to an increase in the weight of the aircraft.

Nehledě na použití ústrojí pro zvýšení efektivnosti směrových klapek letadla se udržování náklonu děje opožděně a závisí na subjektivní reakci pilota.Regardless of the use of aircraft flaps to increase the efficiency of the aircraft flaps, tilt maintenance is delayed and depends on the pilot's subjective response.

Úkolem vynálezu je odstranit výše uvedené nedostatky známých systémů a vytvořit takové zařízení, které zajišťuje rychlé a spo201600 lehlivé udržování, náklonu letadla a zlepšení jeho přistávacích vlastností.SUMMARY OF THE INVENTION It is an object of the present invention to overcome the aforementioned drawbacks of known systems and to provide such a device which provides for quick and easy maintenance, tilt of the aircraft and improvement of its landing properties.

Vynález si klade za úkol vytvořit systém, který by bez zásahu do vlastního systému řízení letadla umožnil automatické vyrovnávání náklonu letadla při selhání jednoho z motorů a dále by umožňoval při ručním přistávání korekci klouzavého letu a dále tlumení zdvihové síly a aerodynamické brzdění stroje při dojezdu letadla po letištní ploše. Pro řešení tohoto úkolu je navrženo zařízení pro udržování náklonu letadla majícího dvojici pohonných motorů obsahující čidlo selhání jednoho z motorů a silový obvod se zdrojem napájení a dále řídicí ventily a poháněči mechanismus řídicích ploch, vyznačující se tím, že obsahuje interceptory, které jsou uspořádány na konzolích křídel mající každý z nich samostatný pohon zapojený do silového obvodu přes řídicí ventil spojený s čidlem selhání motoru uspořádaným na opačném konci křídla, přičemž silový obvod je napojen na zdroj napájení přes blokovací ventil reagující na čidlo startovacího režimu letadla.SUMMARY OF THE INVENTION It is an object of the present invention to provide a system which, without interfering with the aircraft's own control system, would allow automatic aircraft tilt in the event of one of the engines failing. airfield. To solve this problem, an aircraft tilt maintaining apparatus having a pair of propulsion engines is provided comprising a failure sensor of one of the engines and a power circuit with a power supply, control valves and a drive surface drive mechanism, characterized in that it comprises interceptors arranged on consoles a wing having each separate drive connected to a power circuit via a control valve connected to an engine failure sensor arranged at the opposite end of the wing, the power circuit being connected to a power supply via a blocking valve responsive to the aircraft start mode sensor.

Takovéto technické řešení umožňuje dosáhnout rychlé a spolehlivé vyrovnání náklonu letadla v případě selhání jednoho z motorů nezávisle na subjektivní reakci pilota, což má kladný vliv na bezpečnost letu.Such a technical solution makes it possible to achieve a rapid and reliable leveling of the aircraft in the event of failure of one of the engines independently of the pilot's subjective reaction, which has a positive effect on flight safety.

Podle alternativního řešení vynálezu je silový obvod tvořen dvojicí vedení pro přivádění stlačeného vzduchu z prostoru kompresoru každého z motorů přes zpětné klapky a společné trubkové vedení do tlakovzdušných válců pomocí tlakovzdušného ventilu, které jsou připojeny k mechanismu ovládání klapek.According to an alternative embodiment of the invention, the power circuit is formed by a pair of lines for supplying compressed air from the compressor space of each of the engines via non-return valves and a common tubing to the air cylinders by means of a pressure air valve connected to the damper control mechanism.

Takovéto technické řešení zjednodušuje systém základního řídicího mechanismu a nemá negativní vliv na jeho spolehlivost. Při práci toto zařízení spotřebuje malé množství stlačeného vzduchu, jehož odběr z kompresoru motoru prakticky nemá vliv na jeho výkon. Odpadá tedy dodatečná potřeba vyššího výkonu motoru, nebo uspořádání dodatečných kompresorů, čímž se dosáhne snížení váhy letadla. Mimoto takovéto řešení dovoluje zajistit nutnou bezpečnost, protože při návratu klapek do původní polohy se uzavře přívod stlačeného vzduchu k řídicím ventilům tlakovzdušných válců a tím se vyloučí možnost činnosti zařízení v případě klamného elektrického signálu do řídicího obvodu ventilů.Such a technical solution simplifies the system of the basic control mechanism and does not negatively affect its reliability. When working, this device consumes a small amount of compressed air, the extraction of which from the engine compressor practically does not affect its performance. This eliminates the need for additional engine power or the arrangement of additional compressors to reduce aircraft weight. Furthermore, such a solution makes it possible to ensure the necessary safety since the return of the flaps to the original position shuts off the compressed air supply to the control valves of the air cylinders and thus eliminates the possibility of operation of the device in the event of a false electrical signal to the control circuit.

Podle další varianty vynálezu je silový obvod tvořen hydrostatickým systémem letadla a jsou k němu připojeny silové hydroválce, přičemž blokovací ventil je tvořen elektromagnetickým ventilem.According to a further variant of the invention, the power circuit is formed by an aircraft hydrostatic system and connected to it by a power hydraulic cylinder, the blocking valve being formed by an electromagnetic valve.

Takovéto technické řešení umožňuje zvýšit výkonnost válců pohonu interpretorů při jejich malých rozměrech, dále umožňuje snížit počet trubkových vedení na minimum, což vede ke snížení váhy zařízení a jeho objemu. Mimoto zapojení blokovacího elektromagnetického ventilu v obvodu napájení hydroválců zajišťuje nutnou ochranu v případě selhání zařízení.Such a technical solution makes it possible to increase the performance of the interpreter drive cylinders at their small dimensions, furthermore to reduce the number of pipe lines to a minimum, which leads to a reduction in the weight of the device and its volume. In addition, the connection of a blocking solenoid valve in the hydropower supply circuit provides the necessary protection in the event of equipment failure.

Podle další varianty vynálezu jsou čidla selhání motoru operativně spojena s ventily blokování přes čidla startovacího provozu a koncové spínače startovací polohy řídicí páky.According to a further variant of the invention, the motor failure sensors are operatively connected to the blocking valves via the start-up sensors and the limit switches of the start position of the control lever.

Takovéto technické řešení dovoluje zvýšenou spolehlivost činnosti zařízení v okamžiku vzniku náklonu při selhání jednoho z motorů při vzletu letadla.Such a technical solution allows increased reliability of the operation of the device at the moment of the heeling in the event of failure of one of the engines during the take-off of the aircraft.

Podle další varianty vynálezu ústrojí pro ruční řízení interceptorů je tvořeno elektrickým stykačem se spínacími kontakty, které jsou přes koncový spínač přistávací polohy klapek spojen s každým řídicím ventilem.According to a further variant of the invention, the device for manual control of the interceptors is formed by an electric contactor with switching contacts, which are connected to each control valve via the end switch of the flaps landing position.

Takovéto technické řešení dovoluje zlepšit přistávací charakteristiku letadla na úkor korekce klouzavého letu a na úkor tlumení zdvihové síly a aerodynamického brzdění doletu.Such a technical solution makes it possible to improve the landing characteristics of the aircraft at the expense of gliding correction and at the expense of lift force damping and aerodynamic range braking.

Vynález bude dál popsán na příkladném provedení za pomoci přiložených obrázků, na kterých je znázorněno, v obr. 1 schéma zařízení pro udržování náklonu letadla s pneumatickým převodníkem podle vynálezu a v obr. 2 schéma zařízení s hydraulickým převodníkem podle druhé varianty vynálezu.BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS The invention will now be described, by way of example only, with reference to the accompanying drawings, in which: FIG. 1 is a schematic diagram of an apparatus for maintaining an aircraft with a pneumatic transducer according to the invention;

Zařízení pro udržování náklonu letadla podle obr. 1 obsahuje trubkové .vedení 1 zapojené přes zpětné klapky 2 z prostoru kompresorů levého 3 a pravého 4 motoru do hlavního vedení 5 pro přívod stlačeného vzduchu. Toto vedení 5 je přes blokovací ventil, tvořený mechanickým tlakovzdušným ventilem 6, napojeno na mechanismus 7 výfukové klapky, připojené na elektro- tlakovzdušné ventily 8, 9, ze kterých vedou trubková vedení 10 k tlakovzdušným válcům 11, 12. V každém tlakovzdušném válci 11, 12 ovládajícím interpretory 13, 14 je uspořádána pružina 15. Odstředivé čidlo 16 levého 3 a pravého 4 motoru jsou elektricky spojena s relé 17, 18, kterými se přivádí elektrické napětí na vinutí tlakovzdušných ventilů 8, 9.The aircraft tilt maintaining apparatus of Fig. 1 comprises a tubular duct 1 connected via non-return flaps 2 from the compressor compartment of the left 3 and right 4 engines to the main compressed air supply line 5. This line 5 is connected via an interlock valve formed by a mechanical air valve 6 to an exhaust damper mechanism 7 connected to the electro-air valves 8, 9 from which the pipe lines 10 lead to the air cylinders 11, 12. In each air cylinder 11, 12, a spring 15 is arranged to operate the interpreters 13, 14. The centrifugal sensor 16 of the left 3 and right 4 of the motor is electrically connected to the relays 17, 18, which supply the voltage to the windings of the air valves 8, 9.

Interceptory 13, 14, 22, 23 jsou tvořeny kormidly a jsou uspořádány na horních plochách křídel na jejich zadních okrajích. Tyto interceptory 13, 14, 22, 23 mohou být uspořádány rovněž nad klapkami náklonu.The interceptors 13, 14, 22, 23 are formed by the rudders and are arranged on the upper surfaces of the wings at their rear edges. These interceptors 13, 14, 22, 23 can also be arranged above the tilt flaps.

V popsaném zařízení pro udržování náklonu letadla mohou být použity i interceptory umístěné v nosné části křídla nad ovládacími klapkami náklonu, nebo v libovolné části křídla podél jeho rozpětí.Interceptors located in the wing support portion above the pitch control flaps, or in any wing portion along its span, may also be used in the aircraft tilt maintenance device described above.

Interceptory 13, 14, 22, 23 je možno použít zejména pro dané zařízení jako povrchy kormidla, které slouží také pro jiné účely.In particular, the interceptors 13, 14, 22, 23 can be used as rudder surfaces for a given device, which also serve other purposes.

Stlačený vzduch odebíraný za kompresory motorů 3, 4 se vedením 1 přes zpětné klapky 2 přivádí hlavním vedením 5 do tlakovzdušného ventilu 6 spojený s mechanismem 7 výfukové klapky. Tento tlakovzdušný ventil 6 umožňuje otevřením mechanismu 7 výfukové klapky průchod stlačeného vzduchu do elektro-tlakovzdušných ventilů 8, 9.The compressed air drawn downstream of the compressors of the engines 3, 4 is fed via a line 1 via the non-return valves 2 to the air valve 6 connected to the exhaust valve mechanism 7 via the main line 5. This air valve 6 allows the passage of compressed air to the electro-air valves 8, 9 by opening the exhaust flap mechanism 7.

V případě poruchy levého motoru 3 letadla odstředivé čidlo 16 hlídající práci motoru vydá signál do relé 17. Relé 17 uzavře elektrický obvod napájející vinutí elektro-tlakovzdušného ventilu 9. Elektro-tlakovzdušný ventil 9 reaguje. Stlačený vzduch postupuje do tlakovzdušného válce 11 a vyklání imterceptor 13 pravého křídla a tím se udrží náklon stroje.In the event of a failure of the left engine 3 of the aircraft, the centrifugal sensor 16 monitoring the work of the engine outputs a signal to the relay 17. The relay 17 closes the electrical circuit supplying the winding of the electro-pressure valve 9. The electro-pressure valve 9 reacts. The compressed air advances into the air cylinder 11 and tilts the right wing imterceptor 13 to maintain the machine tilt.

V případě poruchy pravého motoru 4 letadla odstředivé čidlo 16 hlídající práci motoru vydá signál do relé 18. Relé 18 uzavře elektrický obvod napájející vinutí elektrotlakovzdušného ventilu 8. Elektrotlakovzdušný ventil 8 reaguje. Stlačený vzduch postupuje do tlakovzdušného válce 10 a vyklání 'interceptor 14 levého křídla a tím se udrží náklon stroje.In the case of a failure of the right engine 4 of the aircraft, the centrifugal sensor 16 monitoring the work of the engine outputs a signal to the relay 18. The relay 18 closes the electrical circuit supplying the winding of the air pressure valve 8. The air pressure valve 8 reacts. The compressed air advances into the air cylinder 10 and tilts the left wing interceptor 14 to maintain the machine tilt.

Interceptory 13, 14 se pomocí pružiny 15 vracejí do své výchozí polohy, přičemž tlakový vzduch uniká přes elektro-tl ako vzdušné ventily 8, 9. Při vytažení klapek uzavře mechanický tlakovzdušný ventil 6 přístup stlačeného vzduchu do elektro-tlakovzdušných ventilů 8, 9 a tím vyloučí reakci zařízení v případě klamného signálu.The interceptors 13, 14 return to their starting position by means of a spring 15, whereby the compressed air escapes via the electro-valve as air valves 8, 9. When the flaps are pulled out, the mechanical air valve 6 closes the compressed air access to the electro-air valves 8, 9. eliminates device response in the event of a false signal.

Zařízení pro udržování náklonu letadla podle obr. 2 má hydraulické silové válce 19, 20 s pružinami 21, které jsou pomocí kloubu spojeny svými operami s interceptory 22, 23. Hydraulické válce 19, 20 jsou připojeny přes elektromagnetické ventily 24, 25 na společné hlavní vedení 26 pro přívod pracovní tekutiny z hydrosystému 27 přes elektromagnetický ventil 28.The aircraft tilt maintenance apparatus of Fig. 2 has hydraulic power cylinders 19, 20 with springs 21, which are articulated to the interceptors 22, 23 by means of a joint. The hydraulic cylinders 19, 20 are connected via solenoid valves 24, 25 to a common main line. 26 for supplying the working fluid from the hydrosystem 27 via a solenoid valve 28.

Vinutí elektromagnetických ventilů 24, 25 jsou připojeny přes příslušné elektrické obvody na relé 29, 30 které jsou elektricky spojeny s čidly 31 na levém 32 a pravém 33 motoru, s relé 34 pro vypínání elektrického obvodu a přes čidlo startovacího provozu tvořené koncovým vypínačem 35 s vinutím elektromagnetického ventilu 28. Vinutí elektromagnetického ventilu 28 je s relé 34 pro vypínání elektrického obvodu spojeno elektricky.The windings of the solenoid valves 24, 25 are connected via respective electrical circuits to relays 29, 30 which are electrically connected to the sensors 31 on the left 32 and right 33 of the motor, to the relay 34 for tripping the electrical circuit and via the start operation sensor formed by the winding limit switch 35. The winding of the electromagnetic valve 28 is electrically connected to the relay 34 for switching off the electrical circuit.

Relé 34 pro vypnutí elektrického obvodu je spojeno za prvé pomocí elektrického proudového obvodu přes spínací kontakt koncového spínače 36 pro blokování činnosti interceptorů s jedním kontaktem elektrického stykače 37 pro řízení interceptoru a za druhé přes elektrický obvod s. druhým spínacím kontaktem elektrického stykače 37.The circuit breaker 34 is connected, first, by an electrical current circuit, via the switch contact of the limit switch 36 to block the operation of the interceptors with one contact of the electrical contactor 37 to control the interceptor, and secondly via the electrical circuit with the other switch contact of the electrical contactor 37.

Zařízení pracuje následujícím způsobem. Při vzletu se koncový vypínač 35 pro startovací polohu řídicí páky zapne.The device works as follows. At take-off, the limit switch 35 for the start position of the control lever is switched on.

V případě poruchy levého motoru 32 čidlo 31 hlídající práci motoru vydá signál na reléIn the event of a failure of the left motor 32, the sensor 31 monitoring the operation of the motor will give a signal to the relay

29. Relé 29 uzavře elektrický obvod napájející vinutí elektromagnetického ventilu 28 přivádějící pracovní tekutinu z hydrosystému 27 do hlavního vedení 26 a vinutí elektromagnetického ventilu 25 ovládající přívod tekutiny do silového hydřoválce 19 interceptoru 23. Ventily 28 a 25 reagují. Pracovní tekutina pod tlakem se přivede do hydřoválce 19 vyklánějícího interceptor 23 pravého křídla a tím dochází k udržení náklonu letadla.The relay 29 closes the electrical circuit supplying the solenoid valve winding 28 supplying the working fluid from the hydrosystem 27 to the main conduit 26 and the solenoid valve winding 25 controlling the fluid supply to the power hydrocylinder 19 of the interceptor 23. The valves 28 and 25 react. The working fluid under pressure is fed to the right-wing interceptor 23, which tilts the right wing interceptor 23, thereby maintaining the tilt of the aircraft.

V případě poruchy pravého motoru 33 čidlo 31 hlídající práci motoru vydá signál do reléIn the case of a failure of the right motor 33, the sensor 31 monitoring the operation of the motor outputs a signal to the relay

30. Relé 30 uzavře elektrický obvod napájející vinutí elektromagnetického ventilu 28 přivádějící pracovní tekutinu z hydrosystému 27 do hlavního vedení 26 a vinutí elektromagnetického ventilu 24 ovládající přívod tekutiny do silového hydřoválce 20 interceptoru 22. Ventily 28 a 24 reagují. Pracovní tekutina pod tlakem se přivede do hydřoválce 20 vyklánějícího interceptor 22 levého křídla a tím dochází k udržení náklonu letadla.The relay 30 closes the electrical circuit supplying the solenoid valve winding 28 supplying the working fluid from the hydrosystem 27 to the main conduit 26 and the solenoid valve winding 24 controlling the fluid supply to the power hydrocylinder 20 of the interceptor 22. The valves 28 and 24 react. The working fluid under pressure is fed to the hydraulic cylinder 20, which tilts the left wing interceptor 22, thereby maintaining the tilt of the aircraft.

Návrat interceptorů 22, 23 do výchozí polohy se děje pružinami 21, pracovní tekutina přitom vytéká z hydroválců 19, 20 přes ventily 24, 25 do odtokového vedení hydrosystému 27.The return of the interceptors 22, 23 to the initial position is effected by springs 21, the working fluid flowing out of the hydraulic cylinders 19, 20 through the valves 24, 25 into the drain line of the hydrosystem 27.

Je-li alespoň jeden z koncových spínačů 35 startovací polohy řídicí páky rozepnut, potom elektromagnetický ventil 28 je bez proudu, pracovní tekutina ze společného hlavního vedení 26 postupuje ,do hydrosystému 27 a interceptor se vrací vlivem pružiny 21 do výchozí polohy.If at least one of the limit switches 35 of the start position of the control lever is opened, then the solenoid valve 28 is de-energized, the working fluid from the common main conduit 26 advances to the hydrosystem 27 and the interceptor returns to its starting position.

Při provozu ovládání interceptorů za klouzavého letu pracuje zařízení následujícím způsobem. Během přistávání koncový vypínač 36 blokování se zapne, ha příklad podle polohy hlavních klapek.The device operates as follows in gliding flight control operation. During landing, the blocking limit switch 36 turns on, for example according to the position of the main flaps.

Při zapnutí elektrického stykače 37 pro řízení interceptoru se napájí vinutí relé 34. Relé 34 uzavře elektrický obvod vinutí elektromagnetického ventilu 28 pro přívod pracovní tekutiny z hydrosystému 27 do hlavního vedení 26 a současně přes relé 29, 30 vinutí 24, 25 ventilů hydraulických válců 19, 20. Vinutí 24, 25, 28 elektromagnetických ventilů reagují. Pracovní tekutina se přivádí pod tlakem do hydroválců 19, 20 a interceptory 22, 23 se vykloní o stanovený úhel.When the contactor control electric contactor 37 is energized, the relay winding 34 is energized. Relay 34 closes the winding circuit of the solenoid valve 28 for supplying the working fluid from the hydrosystem 27 to the main conduit 26 and simultaneously through the relay 29, 30 windings 24, 25 of the hydraulic cylinder valves 19. 20. The windings 24, 25, 28 of the solenoid valves react. The working fluid is supplied under pressure to the hydraulic cylinders 19, 20 and the interceptors 22, 23 are inclined by a specified angle.

Při vypnutí stykače 37 pro řízení interceptorů, nebo rozepnutí koncového spínače 36 pro blokování interceptorů jsou elektromagnetické ventily 24, a 25 bez proudu, pracovní tekutina z hydroválců 19, 20 se vede do hydrosystému 27 a interceptory 22, 23 se vracejí do výchozí polohy vlivem působení pružin 21.When the interceptor control contactor 37 is switched off or the interceptor blocking limit switch 36 is opened, the solenoid valves 24, and 25 are de-energized, the working fluid from the hydraulic cylinders 19, 20 is fed to the hydrosystem 27 and the interceptors 22, 23 are returned to their starting position springs 21.

PREDMÉT VYNÁLEZUSUBJECT OF THE INVENTION

Claims

SUBJECT OF THE INVENTION

An apparatus for maintaining a tilt of a pair of propulsion engines, comprising a failure sensor of one of the engines and a power circuit with a power supply, control valves and a driving surface drive mechanism, characterized in that it comprises interceptors arranged on wing consoles and each having of them a separate drive connected to the power circuit via a control valve connected to an engine failure sensor arranged at the opposite end of the wing, the power circuit being connected to a power supply via a blocking valve responsive to the aircraft start mode sensor.

Device according to claim 1, characterized in that the power circuit is formed by a pair of lines (1,

5) for supplying compressed air from the compressor space of each of the engines via non-return valves (2) and a common tubing to the air cylinders (11, 12) by means of a pressure air valve, which are connected to the damper control mechanism.

Device according to claim 1, characterized in that the power circuit is formed by an aircraft hydrostatic system and connected to it by a power hydraulic cylinder (19, 20), the blocking valve being a solenoid valve (28).

Device according to Claims 1, 2 and 3, characterized in that the engine failure sensors (16, 31) are connected to the blocking valves (6, 28) via the start-up sensors and the limit switches (35) of the start position of the control lever.

Device according to one of Claims 1 to 4, characterized in that the device for manual control of the interceptors (13, 14, 22, 23) is formed by an electric contactor (37) with switching contacts, which are via the flap landing position limit switch (36). connected to each of the control valves (24, 25, 28).

2 drawings