RU2002131967A

RU2002131967A - Система управления аэродинамическими поверхностями

Info

Publication number: RU2002131967A
Application number: RU2002131967/11A
Authority: RU
Inventors: Кендалл Дж. ЯНГ; Стивен Л. ПАУЛЕТТИ
Original assignee: Нортроп Грамман Корпорейшн
Priority date: 2001-11-28
Filing date: 2002-11-27
Publication date: 2004-05-27

Claims

1. Система управления полетом для по существу плоского профиля крыла летательного аппарата, подвергающегося воздействию набегающего воздушного потока, проходящего в направлениях размаха крыла и хорды крыла, содержащая элемент управления, установленный на крыле для совершения поворотного движения вокруг оси, проходящей по направлению размаха крыла, в диапазоне положений между нейтральным положением, в котором нагрузка на него от воздушного потока минимальна, и отклоненным вверх положением в одном случае, и отклоненным вниз положением в другом случае, при этом нагрузка на поверхность элемента управления от воздушного потока максимальна как в отклоненном вверх положении, так и в отклоненном вниз положении, и исполнительный механизм для перемещения элемента управления между отклоненным вверх и отклоненным вниз положениями, причем исполнительный механизм включает ротор, установленный на крыле для вращения вокруг оси, проходящей по направлению хорды крыла, и имеющий коленчатый элемент с оконечностью, смещенной относительно оси вращения, удлиненный передаточный элемент, прикрепленный к элементу управления и находящийся по существу в одной плоскости с элементом управления, при этом оконечность коленчатого элемента с возможностью вращения прикреплена к муфте с возможностью скольжения соединенной с передаточным элементом для движения по нему, и привод для вращения ротора вокруг оси вращения и, благодаря скользящему соединению муфты с передаточным элементом, для перемещения элемента управления между отклоненным вверх и отклоненным вниз положениями, посредством чего механическая эффективность исполнительного механизма максимальна, когда нагрузка от воздушного потока на поверхность элемента управления также максимальна.

2. Система управления полетом по п.1, включающая разнесенные по направлению хорды крыла подшипники для установки в них с возможностью вращения ротора, и в которой исполнительный механизм включает вращающийся привод, установленный на крыле, приводной вал, цилиндрическое зубчатое колесо, закрепленное на роторе и соосное с ним, и червячное колесо, закрепленное на приводном вале и входящее в ведущее зацепление с цилиндрическим зубчатым колесом.

3. Система управления полетом по п.1, в которой крыло имеет вырез для приема подогнанной к нему плоскости элемента управления, причем вырез частично ограничен проходящей по направлению размаха крыла монтажной поверхностью, обращенной к плоскости элемента управления, и включающая шарнирный механизм, обеспечивающий поворотное перемещение элемента управления между отклоненным вверх положением и отклоненным вниз положением.

4. Система управления полетом по п.3, в которой шарнирный механизм включает пару разнесенных по направлению размаха крыла первых шарнирных элементов, выступающих от монтажной поверхности и имеющих по существу удлиненные по направлению хорды крыла сквозные отверстия, находящиеся по существу в плоскости крыла, и пару разнесенных по направлению размаха крыла вторых шарнирных элементов, выступающих от элемента управления в направлении монтажной поверхности, причем каждый из вторых шарнирных элементов включает составляющий с ним единое целое монтажный штифт для вставки с зацеплением в удлиненное отверстие соответствующего одного из первых шарнирных элементов.

5. Система управления полетом по п.1, в которой передаточная штанга имеет продольную ось, проходящую по существу по направлению размаха элемента управления.

6. Система управления полетом по п.1, включающая эластомерные переходные секции, соединяющие крыло и элемент управления, с предотвращением какого-либо разрыва между крылом и поверхностью элемента управления.

7. Система управления полетом по п.6, в которой эластомерные переходные секции включают эластомерный материал, содержащий множество первых и вторых стержней, заделанных в него и проходящих между крылом и элементом управления, причем первые стержни проходят в целом по направлению размаха крыла, а вторые стержни проходят в целом по направлению хорды крыла.

8. Система управления полетом по п.7, в которой эластомерные переходные секции включают эластомерный материал, содержащий силиконовый каучук.

9. Система управления полетом по п.7, в которой стержни состоят из материала, выбранного из группы, состоящей из стекловолокна, графита, стали и алюминия.

10. Система управления полетом по п.6, в которой эластомерные переходные секции включают множество переходных стержней, шарнирно соединенных соответственно с множеством первых стержней по направлению размаха элемента управления и с множеством вторых стержней в районе границы между элементом управления и крылом.

11. Система управления полетом для летательного аппарата с по существу плоским крылом, подвергающимся воздействию набегающего воздушного потока, проходящего в направлениях размаха крыла и хорды крыла, содержащая элемент управления, установленный на крыле с возможностью совершения поворотного движения вокруг оси, проходящей по направлению размаха крыла, в диапазоне положений между нейтральным положением, в котором нагрузка на него от воздушного потока минимальна, и отклоненным вверх положением в одном случае, и отклоненным вниз положением в другом случае, при этом нагрузка на поверхность элемента управления от воздушного потока максимальна как в отклоненном вверх положении, так и в отклоненном вниз положении, и исполнительный механизм для перемещения элемента управления между отклоненным вверх и отклоненным вниз положениями, причем исполнительный механизм включает пару разнесенных по направлению размаха крыла роторов, причем каждый ротор установлен на крыле с возможностью вращения вокруг оси, проходящей по направлению хорды крыла, и имеет коленчатый элемент с оконечностью, смещенной относительно оси вращения, удлиненный передаточный элемент, связанный с каждым ротором, причем передаточный элемент прикреплен к элементу управления и находится в целом в одной плоскости с элементом управления, при этом оконечность коленчатого элемента с возможностью вращения прикреплена к муфте с возможностью скольжения соединенной с передаточным элементом для движения по нему, и привод для вращения каждого ротора вокруг оси вращения и, благодаря скользящему соединению муфты с передаточным элементом, таким образом, для перемещения элемента управления между отклоненным вверх и отклоненным вниз положениями, посредством чего механическая эффективность исполнительного механизма максимальна, когда нагрузка от воздушного потока на поверхность элемента управления также максимальна.

12. Система управления полетом по п.11, включающая разнесенные по направлению хорды крыла подшипники для установки в них ротора с возможностью вращения, и в которой исполнительный механизм включает вращающийся привод, установленный на крыле, первый и второй выровненные в осевом направлении приводные валы, первое цилиндрическое зубчатое колесо, закрепленное на первом роторе и соосное с ним, второе цилиндрическое зубчатое колесо, закрепленное на втором роторе и соосное с ним, первое червячное колесо, закрепленное на первом приводном валу и входящее в ведущее зацепление с первым цилиндрическим зубчатым колесом, и второе червячное колесо, закрепленное на втором приводном валу и входящее в ведущее зацепление со вторым цилиндрическим зубчатым колесом.

13. Система управления полетом для летательного аппарата с по существу плоским крылом, подвергающимся воздействию набегающего воздушного потока, проходящего в направлениях размаха крыла и хорды крыла, содержащая первую плоскость элемента управления, установленную на крыле с возможностью поворотного перемещения вокруг оси, проходящей по направлению размаха крыла, вторую плоскость элемента управления, установленную на крыле с возможностью поворотного перемещения вокруг оси, проходящей по направлению размаха крыла, причем вторая плоскость элемента управления в целом параллельна первой плоскости элемента управления и отнесена от нее по направлению хорды крыла, первая и вторая плоскости элемента управления могут перемещаться в диапазоне положений между нейтральным положением, в котором нагрузка на них от воздушного потока минимальна, и отклоненным вверх положением в одном случае, и отклоненным вниз положением в другом случае, причем нагрузка от воздушного потока на плоскости элемента управления максимальна как в отклоненном вверх положении, так и в отклоненном вниз положении, и исполнительный механизм для перемещения первой и второй плоскостей элемента управления между отклоненным вверх и отклоненным вниз положениями, причем исполнительный механизм включает пару разнесенных по направлению размаха крыла активных роторов, причем каждый ротор установлен на крыле с возможностью вращения вокруг оси, проходящей по направлению хорды крыла, и имеет активный коленчатый элемент с оконечностью, смещенной относительно оси вращения, пару разнесенных по направлению размаха крыла пассивных роторов, причем каждый ротор установлен на второй плоскости элемента управления с возможностью вращения вокруг оси, проходящей по направлению хорды крыла, и имеет пассивный коленчатый элемент с оконечностью, смещенной относительно оси вращения, удлиненный передаточный элемент, связанный с каждым ротором, причем передаточный элемент прикреплен к элементу управления и находится в целом в одной плоскости с элементом управления, при этом оконечности активных и пассивных коленчатых элементов с возможностью вращения прикреплены к муфте с возможностью скольжения соединенной с передаточным элементом для движения по нему, и привод для вращения каждого активного ротора вокруг оси вращения и, благодаря скользящему соединению муфты с передаточным элементом, таким образом, для перемещения первой и второй плоскостей элемента управления между отклоненным вверх и отклоненным вниз положениями, посредством чего механическая эффективность исполнительного механизма максимальна, когда нагрузка от воздушного потока на первую и вторую плоскости элемента управления также максимальна.

14. Система управления полетом для летательного аппарата с по существу плоским крылом, подвергающимся воздействию набегающего воздушного потока, проходящего в направлениях размаха крыла и хорды крыла, содержащая элемент управления, установленный на крыле в районе монтажной поверхности с возможностью осуществления поворотного перемещения вокруг оси, проходящей по направлению размаха крыла, в диапазоне положений между нейтральным положением, в котором нагрузка от воздушного потока на него минимальна, и отклоненным вверх положением в одном случае, и отклоненным вниз положением в другом случае, при этом нагрузка от воздушного потока на поверхность элемента управления максимальна как в отклоненном вверх положении, так и в отклоненном вниз положении, шарнирный механизм, с возможностью поворота удерживающий элемент управления на крыле для перемещения между отклоненным вверх положением и отклоненным вниз положением, а также обеспечивающий перемещение элемента управления по направлению хорды крыла, когда он перемещается между отклоненным вверх положением и отклоненным вниз положением, ротор, установленный на крыле с возможностью вращения вокруг оси вращения, проходящей по направлению хорды крыла и имеющий коленчатый элемент с оконечностью, смещенной относительно оси вращения, передаточный элемент, прикрепленный к элементу управления, в рабочем положении соединенному с коленчатым элементом, и привод для вращения ротора вокруг оси вращения и, благодаря передаточному элементу, таким образом, для перемещения элемента управления между отклоненным вверх и отклоненным вниз положениями, посредством чего механическая эффективность исполнительного механизма максимальна, когда нагрузка от воздушного потока, воздействующая на поверхность элемента управления, также максимальна.

15. Система управления полетом по п.14, в которой шарнирный механизм включает пару разнесенных по направлению размаха крыла первых шарнирных элементов, выступающих от монтажной поверхности и имеющих в целом удлиненные сквозные отверстия, находящиеся в целом в плоскости крыла, и пару разнесенных по направлению размаха крыла вторых шарнирных элементов, выступающих от элемента управления в направлении монтажной поверхности, причем каждый из вторых шарнирных элементов включает составляющий с ним единое целое монтажный штифт для вставки с зацеплением в удлиненное отверстие соответствующего одного из первых шарнирных элементов.