RU2739379C1 - Приводной узел для приведения в движение складываемой концевой части консоли крыла для летательного аппарата - Google Patents
Приводной узел для приведения в движение складываемой концевой части консоли крыла для летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2739379C1 RU2739379C1 RU2020111015A RU2020111015A RU2739379C1 RU 2739379 C1 RU2739379 C1 RU 2739379C1 RU 2020111015 A RU2020111015 A RU 2020111015A RU 2020111015 A RU2020111015 A RU 2020111015A RU 2739379 C1 RU2739379 C1 RU 2739379C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- drive unit
- gear
- wing console
- housing
- wing
- Prior art date
Links
- 230000000284 resting effect Effects 0.000 claims abstract description 4
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 claims description 6
- 239000000314 lubricant Substances 0.000 claims description 5
- 230000001050 lubricating effect Effects 0.000 claims description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 7
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 6
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 6
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 3
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 3
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 3
- 241000238631 Hexapoda Species 0.000 description 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 239000000356 contaminant Substances 0.000 description 1
- 239000000428 dust Substances 0.000 description 1
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 1
- 239000004519 grease Substances 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 238000005461 lubrication Methods 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
- B64C13/24—Transmitting means
- B64C13/26—Transmitting means without power amplification or where power amplification is irrelevant
- B64C13/28—Transmitting means without power amplification or where power amplification is irrelevant mechanical
- B64C13/34—Transmitting means without power amplification or where power amplification is irrelevant mechanical using toothed gearing
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
- B64C13/24—Transmitting means
- B64C13/38—Transmitting means with power amplification
- B64C13/50—Transmitting means with power amplification using electrical energy
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C23/00—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for
- B64C23/06—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices
- B64C23/065—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices at the wing tips
- B64C23/069—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices at the wing tips using one or more wing tip airfoil devices, e.g. winglets, splines, wing tip fences or raked wingtips
- B64C23/072—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices at the wing tips using one or more wing tip airfoil devices, e.g. winglets, splines, wing tip fences or raked wingtips the wing tip airfoil devices being moveable in their entirety
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
- B64C3/56—Folding or collapsing to reduce overall dimensions of aircraft
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/10—Drag reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Transmission Devices (AREA)
Abstract
Настоящее изобретение относится к приводному узлу для приведения в движение подвижной поверхности консоли крыла, в частности складываемой концевой части консоли крыла для летательного аппарата. Приводной узел содержит первую часть корпуса, содержащую первое крепежное приспособление, выполненное с возможностью прикрепления приводного узла к неподвижной части консоли крыла для летательного аппарата, и вторую часть корпуса, содержащую второе крепежное приспособление, выполненное с возможностью прикрепления приводного узла к концевой части консоли крыла, установленной с возможностью складывания на неподвижной части консоли крыла. Причем вторая часть корпуса соединена с первой частью корпуса таким образом, что она может быть повернута относительно первой части корпуса вокруг главной оси поворота. При этом вторая часть корпуса содержит зубчатую рейку, имеющую вогнутую форму и обращенную к главной оси поворота. Причем приводной узел дополнительно содержит ведущую шестерню, опирающуюся на первую часть корпуса и находящуюся в зацеплении с зубчатой рейкой для обеспечения поворота второй части корпуса относительно первой части корпуса. При этом ведущая шестерня приводится в движение посредством соединительного механизма, который выполнен с возможностью соединения с выходным элементом двигателя. При этом главная ось поворота проходит в пределах продолжения поперечного сечения приводного узла. Группа изобретений также относится к консоли крыла для летательного аппарата, содержащей указанный приводной узел, а также к летательному аппарату, содержащему указанную консоль. Цель настоящего изобретения состоит в предоставлении очень компактного и прочного приводного узла. 3 н. и 14 з.п. ф-лы, 12 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к приводному узлу для приведения в движение подвижной поверхности консоли крыла, в частности складываемой концевой части консоли крыла для летательного аппарата. Такая консоль крыла содержит неподвижную часть консоли крыла и концевую часть консоли крыла, прикрепленную к неподвижной части консоли крыла с возможностью складывания. В частности, концевая часть консоли крыла может быть сложена вверх вокруг оси, проходящей в горизонтальной плоскости, или параллельно линии хорды, или параллельно поверхности консоли крыла. Дополнительные аспекты настоящего изобретения относятся к консоли крыла, содержащей приводной узел, а также летательному аппарату, содержащему консоль крыла.
Складываемые консоли крыла разработаны с целью уменьшения требований по габаритам летательного аппарата во время маневров и стоянки на земле. Как только летательный аппарат приземляется, концевые части консоли крыла складываются вверх, тем самым уменьшая габаритный размах летательного аппарата.
Приводные узлы для приведения в движение подвижных частей консоли крыла, таких как предкрылки, известны в уровне техники. В этих узлах обычно применяется реечная передача. Однако из-за небольшого объема доступного места на концевых частях консоли крыла и, в то же время, высоких требований к крутящему моменту для приведения в движение концевой части консоли крыла, нельзя использовать приводной узел, аналогичный приводным узлам для перемещения предкрылков или закрылков известной консоли крыла.
Соответственно, цель настоящего изобретения состоит в предоставлении очень компактного и прочного приводного узла.
Эта цель достигается благодаря тому, что приводной узел содержит первую часть корпуса и вторую часть корпуса. Первая часть корпуса содержит первое крепежное приспособление, выполненное с возможностью прикрепления приводного узла к неподвижной части консоли крыла для летательного аппарата. Вторая часть корпуса содержит второе крепежное приспособление, выполненное с возможностью прикрепления приводного узла к концевой части консоли крыла, установленной с возможностью складывания на неподвижной части консоли крыла. Вторая часть корпуса соединена с первой частью корпуса таким образом, что она может быть повернута относительно первой части корпуса вокруг главной оси поворота. Вторая часть корпуса содержит зубчатую рейку, имеющую вогнутую форму и обращенную к главной оси поворота. Зубчатая рейка предпочтительно неподвижно установлена на второй части корпуса или выполнена как единое целое с ней. Приводной узел дополнительно содержит ведущую шестерню, опирающуюся на первую часть корпуса и находящуюся в зацеплении с зубчатой рейкой для обеспечения поворота второй части корпуса относительно первой части корпуса. Ось вращения ведущей шестерни предпочтительно расположена на расстоянии от главной оси поворота и параллельна ей. Ведущая шестерня приводится в движение посредством соединительного механизма, который выполнен с возможностью соединения с выходным элементом двигателя.
Такой приводной узел обеспечивает компактную конструкцию, которая предусматривает возможность установки в ограниченном пространстве вдоль оси шарнира между неподвижной частью консоли крыла и складываемой концевой частью консоли крыла.
Предпочтительно вторая часть корпуса проходит вокруг участка первой части корпуса в форме кольца, выполненного с возможностью поворота, которое либо закрыто на 360°, либо может быть открыто на определенный угловой диапазон по своей окружности, например на 90°, 180° или 270°.
Согласно предпочтительному варианту осуществления главная ось поворота проходит в пределах продолжения поперечного сечения приводного узла, если смотреть через главную ось поворота. Другими словами, главная ось поворота пересекает приводной узел или проходит внутри внешней границы или контура приводного узла, если смотреть в поперечном сечении, проходящем через главную ось поворота. Таким образом, обеспечивается особенно компактная конструкция.
Согласно другому предпочтительному варианту осуществления соединительный механизм содержит смещенное зубчатое колесо, которое приводит в движение шестерню за счет зацепления шестерни в положении, находящемся на расстоянии от зубчатой рейки. Предпочтительно ось вращения смещенного зубчатого колеса расположена на расстоянии от главной оси поворота и оси вращения шестерни и параллельно им. За счет внедрения такого смещенного зубчатого колеса может быть получена особенно компактная конструкция приводного узла.
Согласно еще одному предпочтительному варианту осуществления соединительный механизм содержит редуктор, выполненный с возможностью понижения скорости вращения и повышения крутящего момента в направлении от двигателя к шестерне. За счет внедрения такого редуктора может быть использован двигатель уменьшенных размеров, который генерирует меньший крутящий момент и, таким образом, требует меньше пространства и массы.
В частности, предпочтительно, если редуктор расположен на одной линии со смещенным зубчатым колесом, т. е. вдоль оси вращения смещенного зубчатого колеса. Таким образом, получают особенно компактный приводной узел.
Кроме того, предпочтительно, если редуктор содержит несколько понижающих ступеней, понижающих скорость вращения и повышающих крутящий момент, и по меньшей мере одну силовую ступень, дополнительно понижающую скорость вращения, повышающую крутящий момент и выполненную особенно жесткой и прочной для передачи высокого крутящего момента на смещенное зубчатое колесо. Такой редуктор обеспечивает эффективную передачу крутящего момента с помощью двигателя уменьшенных размеров.
Также предпочтительно, если понижающие ступени расположены на одной стороне, а силовая ступень расположена на противоположной стороне смещенного зубчатого колеса, если смотреть вдоль оси вращения смещенного зубчатого колеса. Понижающие ступени соединены с силовой ступенью посредством ведущего сквозного вала, который в осевом направлении проходит через смещенное зубчатое колесо, но не соединен со смещенным зубчатым колесом. Силовая ступень отдельно соединена со смещенным зубчатым колесом, предпочтительно посредством соосного вала, расположенного на одной оси с ведущим сквозным валом. Таким образом, смещенное зубчатое колесо расположено между ступенями редуктора, что обеспечивает особенно компактную и эффективную конструкцию приводного узла.
Согласно другому предпочтительному варианту осуществления редуктор содержит соединительную зубчатую ступень, выполненную с возможностью соединения выходного элемента двигателя с понижающими ступенями, когда выходной элемент не выровнен с понижающими ступенями. Таким образом, двигатель может быть расположен параллельно редуктору и на расстоянии от него, или перпендикулярно редуктору, вследствие чего размещение приводного узла и двигателя требует меньше пространства в осевом направлении.
В предпочтительном варианте осуществления первая часть корпуса и вторая часть корпуса вместе ограничивают внутреннее пространство. Внутреннее пространство предпочтительно герметично закрыто от окружающей среды. Ведущая шестерня и предпочтительно также смещенное зубчатое колесо расположены внутри внутреннего пространства. Таким образом, зубчатая рейка и ведущая шестерня, а также предпочтительно смещенное зубчатое колесо, защищены от загрязнений из окружающей среды, таких как пыль, насекомые, птицы и т. д., вследствие чего зубья зубчатой рейки, ведущей шестерни и смещенного зубчатого колеса могут быть образованы с минимальными допусками и может быть передан высокий крутящий момент.
В частности, предпочтительно, если внутри внутреннего пространства предусмотрена смазка для смазывания зубчатой рейки, ведущей шестерни и предпочтительно смещенного зубчатого колеса. Предпочтительно между первой и второй частями корпуса предусмотрены уплотнительные кромки для герметизации внутреннего пространства и предотвращения утечки смазки. Таким образом, зубья зубчатой рейки, ведущей шестерни и смещенного зубчатого колеса могут быть смазаны без необходимости в специальной смазочной системе или емкости для смазки.
Также предпочтительно, если вторая часть корпуса содержит крышку, которая выполнена с возможностью перемещения, в частности поворота, между закрытым положением, в котором внутреннее пространство закрыто от окружающей среды, и открытым положением, в котором внутреннее пространство открыто для окружающей среды. При помощи такой подвижной крышки к внутреннему пространству может быть получен доступ снаружи, например в целях выполнения техобслуживания. Однако крышка также может быть выполнена без возможности перемещения и может быть зафиксирована в закрытом положении, или она может быть в целом подвижной, но быть зафиксированной или может быть зафиксированной в закрытом положении таким образом, что крышка может передавать нагрузки, например посредством заклепок. Крышка, которая переносит нагрузку, обеспечивает дополнительное снижение массы второй части корпуса и, таким образом, всего приводного узла.
Также предпочтительно, если первая часть корпуса образует периферийный первый кожух вокруг понижающих ступеней и периферийный второй кожух вокруг силовой ступени редуктора. Вторая часть корпуса предпочтительно проходит в форме кольца, выполненного с возможностью поворота, между первым кожухом и вторым кожухом. Кольцо может быть закрыто на 360° или может быть открыто на определенный угловой диапазон по окружности. Первый кожух и второй кожух соединены друг с другом посредством соединительной конструкции, передающей нагрузки и крутящий момент между первым и вторым кожухами. Соединительная конструкция расположена внутри внутреннего пространства и окружена в радиальном направлении второй частью корпуса. Соединительная конструкция предпочтительно образована в виде изогнутой оболочковой части, проходящей параллельно главной оси поворота и частично окружающей смещенное зубчатое колесо. Предпочтительно первый кожух и второй кожух дополнительно соединены друг с другом посредством конструктивной перемычки, проходящей в радиальном направлении снаружи относительно второй части корпуса. Конструктивная перемычка также предназначена для передачи нагрузок между первым и вторым кожухами, и первое крепежное приспособление установлено на конструктивной перемычке. Предпочтительно ролики установлены на наружной стороне первой части корпуса и находятся в зацеплении с поверхностью второй части корпуса для обеспечения заданного и гладкого пути перемещения второй части корпуса относительно первой части корпуса.
Согласно предпочтительному варианту осуществления зубчатая рейка изогнута вокруг главной оси поворота на угол, составляющий по меньшей мере 90°, предпочтительно от 90° до 180°, более предпочтительно от 90° до 100°, наиболее предпочтительно 94°. Таким образом, концевая часть консоли крыла может быть сложена вверх на угол 90° с выходом из крайнего положения на 2° на обоих концах.
Согласно другому предпочтительному варианту осуществления первое крепежное приспособление содержит одно или несколько шаровых соединений, предпочтительно три шаровых соединения, которые неподвижно установлены на первой части корпуса, предпочтительно на конструктивной перемычке, посредством держателей. Дополнительно или альтернативно первое крепежное приспособление также может содержать одно или несколько крепежных соединений, имеющих два или более отверстий и прикрепленных к первой части корпуса и к неподвижной части консоли крыла посредством болтов, проходящих через отверстия. Крепежные соединения могут иметь пластинчатую форму и быть расположены на противоположных сторонах первой части корпуса. Предпочтительно крепежные соединения имеют Y-образную форму и имеют три отверстия, причем каждое отверстие предусмотрено в одном боковом конце Y-образной конструкции крепежного соединения. Через одно из отверстий осуществляется болтовое крепление к первой части корпуса, в то время как через другие два отверстия осуществляется болтовое крепление к неподвижной части консоли крыла. В дополнение к крепежным соединениям первое крепежное приспособление может содержать один или несколько стержней, прикрепленных болтами как к первой части корпуса, так и к неподвижной части консоли крыла, предпочтительно в положении, находящемся на расстоянии в радиальном направлении от болтов, соединяющих крепежные соединения с первой частью корпуса. Таким образом обеспечивается очень прочное первое крепежное приспособление, для которого требуется минимум пространства.
Также предпочтительно, если второе крепежное приспособление содержит одно или несколько шаровых соединений, предпочтительно одно шаровое соединение, которое неподвижно установлено на второй части корпуса посредством держателей, предпочтительно напротив конструктивной перемычки. За счет применения шаровых соединений достигается прикрепление приводного узла без сил реакции связи.
Дополнительный аспект настоящего изобретения относится к консоли крыла для летательного аппарата. Консоль крыла содержит неподвижную часть консоли крыла, складываемую концевую часть консоли крыла, установленную на неподвижной части консоли крыла посредством шарниров, выполненных с возможностью поворота вокруг оси шарнира, и приводной узел согласно любому из вышеописанных вариантов осуществления. Приводной узел прикреплен к неподвижной части консоли крыла посредством первого крепежного приспособления. Приводной узел прикреплен к концевой части консоли крыла посредством второго крепежного приспособления. Ось шарнира совпадает с главной осью поворота приводного узла. Приводной узел предпочтительно расположен на главной оси поворота между двумя соседними шарнирами. Консоль крыла дополнительно содержит двигатель, предпочтительно электрический двигатель или гидравлический двигатель, который имеет выходной элемент, соединенный с соединительным механизмом для приведения в движение ведущей шестерни. Признаки и преимущества, упомянутые выше в отношении приводного узла, также применимы к консоли крыла.
Согласно предпочтительному варианту осуществления соединительная зубчатая ступень соединяет выходной элемент двигателя с понижающими ступенями. Предпочтительно двигатель расположен таким образом, что выходной элемент проходит параллельно понижающим ступеням и на расстоянии от них. В качестве альтернативы, предпочтительно, если двигатель расположен так, что выходной элемент проходит перпендикулярно понижающим ступеням. Оба альтернативных варианта позволяют снизить требования к габаритам приводного узла и двигателя между шарнирами.
Еще один аспект настоящего изобретения относится к летательному аппарату, содержащему консоль крыла согласно любому из вышеописанных вариантов осуществления. Признаки и преимущества, упомянутые выше в отношении приводного узла и консоли крыла, также применимы к летательному аппарату.
Приводной узел согласно настоящему изобретению также может быть выполнен с возможностью и применен для приведения в движение механизации крыла консоли крыла для летательного аппарата. Тогда подвижная поверхность консоли крыла представляет собой предкрылок или закрылок, в частности закрылок задней кромки. Приводной узел соединяет предкрылок или закрылок с неподвижной частью консоли крыла. В частности, второе крепежное приспособление прикреплено или выполнено с возможностью прикрепления к предкрылку или закрылку, при этом первое крепежное приспособление прикреплено или выполнено с возможностью прикрепления к неподвижной части консоли крыла. Оставшиеся признаки приводного узла соответствуют приводному узлу, выполненному с возможностью приведения в движение подвижной концевой части консоли крыла, как описано выше.
Ниже с помощью графических материалов подробно описано настоящее изобретение. На графических материалах изображено следующее:
на фиг. 1 показан вид в перспективе летательного аппарата согласно настоящему изобретению,
на фиг. 2 показан вид в перспективе консоли крыла летательного аппарата, изображенного на фиг. 1, причем концевая часть консоли крыла подвижно установлена на неподвижной части консоли крыла посредством шарниров и приводного узла согласно настоящему изобретению,
на фиг. 3 показан вид сверху консоли крыла, изображенной на фиг. 2,
на фиг. 4 показан подробный вид в перспективе приводного узла, изображенного на фиг. 2,
на фиг. 5 показан подробный вид сверху приводного узла, изображенного на фиг. 2,
на фиг. 6 показан другой подробный вид в перспективе приводного узла, изображенного на фиг. 2,
на фиг. 7 показан другой подробный вид в перспективе приводного узла, изображенного на фиг. 2, с разрезом для демонстрации внутреннего пространства,
на фиг. 8 показан схематический вид в сечении поперек главной оси поворота приводного узла, изображенного на фиг. 2, во внутреннем пространстве,
на фиг. 9 показан схематический вид в сечении вдоль оси вращения смещенного зубчатого колеса приводного узла, изображенного на фиг. 2,
на фиг. 10 показан вид сверху приводного узла согласно дополнительному варианту осуществления с двигателем, расположенным параллельно и на расстоянии,
на фиг. 11 показан вид сверху приводного узла согласно дополнительному варианту осуществления с перпендикулярным двигателем, и
на фиг. 12 показан вид в перспективе приводного узла согласно дополнительному варианту осуществления с отличающимся первым крепежным приспособлением.
На фиг. 1 показан иллюстративный летательный аппарат 1 согласно варианту осуществления настоящего изобретения. Летательный аппарат 1 содержит складываемую консоль 3 крыла, содержащую неподвижную часть 5 консоли крыла, установленную на фюзеляже 7, и складываемую концевую часть 9 консоли крыла, подвижно установленную на неподвижной части 5 консоли крыла.
Как показано на фиг. 2 и 3, консоль 3 крыла содержит неподвижную часть 5 консоли крыла, складываемую концевую часть 9 консоли крыла, установленную на неподвижной части 5 консоли крыла посредством шарниров 11, выполненных с возможностью вращения вокруг оси 13 шарнира, и приводной узел 15 для приведения в движение концевой части 9 консоли крыла относительно неподвижной части 5 консоли крыла, в частности, складывания вверх концевой части 9 консоли крыла относительно неподвижной части 5 консоли крыла вокруг оси 13 шарнира, проходящей параллельно горизонтальной плоскости и параллельно поверхности 17 консоли крыла.
Как показано на фиг. 4-7, приводной узел 15 содержит первую часть 19 корпуса и вторую часть 21 корпуса. Первая часть 19 корпуса содержит первое крепежное приспособление 23, прикрепляющее приводной узел 15 к неподвижной части 5 консоли крыла. Первое крепежное приспособление 23 содержит три шаровых соединения 27, которые неподвижно установлены на первой части 19 корпуса посредством держателей 29. Вторая часть 21 корпуса содержит второе крепежное приспособление 25, прикрепляющее приводной узел 15 к концевой части 9 консоли крыла. Второе крепежное приспособление 25 содержит одно шаровое соединение 31, которое неподвижно установлено на второй части 21 корпуса посредством держателя 33 с противоположной стороны от первого крепежного приспособления 23.
Вторая часть 21 корпуса соединена с первой частью 19 корпуса таким образом, что она может быть повернута относительно первой части 19 корпуса вокруг главной оси 35 поворота. Главная ось 35 поворота совпадает с осью 13 шарниров 11, подвижно соединяющих концевую часть 9 консоли крыла с неподвижной частью 5 консоли крыла. Приводной узел 15 расположен на главной оси 35 поворота между двумя соседними шарнирами 11. Главная ось 35 поворота проходит в пределах продолжения поперечного сечения приводного узла 15, если смотреть через главную ось 35 поворота.
Вторая часть 21 корпуса содержит зубчатую рейку 37, имеющую вогнутую форму и обращенную к главной оси 35 поворота. Зубчатая рейка 37 неподвижно установлена на второй части 21 корпуса. Кроме того, зубчатая рейка 37 изогнута вокруг главной оси поворота на угол 94°. Приводной узел 15 дополнительно содержит ведущую шестерню 39, опирающуюся на первую часть 19 корпуса и находящуюся в зацеплении с зубчатой рейкой 37 для обеспечения поворота второй части 21 корпуса относительно первой части 19 корпуса. Ось 41 вращения ведущей шестерни 39 расположена на расстоянии от главной оси 35 поворота и параллельна ей. Ведущая шестерня 39 приводится в движение посредством соединительного механизма 43, который соединен с выходным элементом 45 двигателя 47, в данном варианте осуществления электрического двигателя.
Как показано на фиг. 7, 8 и 9, соединительный механизм 43 содержит смещенное зубчатое колесо 49, которое приводит в движение ведущую шестерню 39 за счет зацепления ведущей шестерни 39 в положении, находящемся на расстоянии от зубчатой рейки 37. Ось 51 вращения смещенного зубчатого колеса расположена на расстоянии от главной оси 35 поворота и оси 41 вращения шестерни и параллельно им.
Как показано на фиг. 9, соединительный механизм 43 дополнительно содержит редуктор 53, выполненный с возможностью понижения скорости вращения и повышения крутящего момента в направлении от двигателя 47 к ведущей шестерне 39. Редуктор 53 расположен на одной линии со смещенным зубчатым колесом 49, т. е. вдоль оси 51 вращения смещенного зубчатого колеса. Редуктор 53 содержит несколько понижающих ступеней 55, понижающих скорость вращения и повышающих крутящий момент, и по меньшей мере одну силовую ступень 57, дополнительно понижающую скорость вращения, повышающую крутящий момент и выполненную особенно жесткой и прочной для передачи высокого крутящего момента на смещенное зубчатое колесо 49. Понижающие ступени 55 расположены на одной стороне, а силовая ступень 57 расположена на противоположной стороне смещенного зубчатого колеса 49, если смотреть вдоль оси 51 вращения смещенного зубчатого колеса. Понижающие ступени 55 соединены с силовой ступенью 57 посредством ведущего сквозного вала 59, который в осевом направлении проходит через смещенное зубчатое колесо 49, но не соединен со смещенным зубчатым колесом 49. Силовая ступень 57 отдельно соединена со смещенным зубчатым колесом 49 посредством соосного вала 61, расположенного на одной оси с ведущим сквозным валом 59.
Как показано на фиг. 4-7, первая часть 19 корпуса и вторая часть 21 корпуса вместе ограничивают внутреннее пространство 63. Внутреннее пространство 63 герметично закрыто от окружающей среды. Ведущая шестерня 39 и смещенное зубчатое колесо 49 расположены внутри внутреннего пространства 63. Внутри внутреннего пространства 63 предусмотрена смазка 65 для смазывания зубчатой рейки 37, ведущей шестерни 39 и смещенного зубчатого колеса 49. Между первой и второй частями 19, 21 корпуса предусмотрены уплотнительные кромки 67 для герметизации внутреннего пространства 63 и предотвращения утечки смазки 65. Вторая часть 21 корпуса содержит крышку 69, которая выполнена с возможностью поворота между закрытым положением, в котором внутреннее пространство 63 закрыто от окружающей среды 71, и открытым положением, в котором внутреннее пространство 63 открыто для окружающей среды 71.
Первая часть 19 корпуса образует периферийный первый кожух 73 вокруг понижающих ступеней 55 и периферийный второй кожух 75 вокруг силовой ступени 57 редуктора 53. Как показано на фиг. 4 и 5, первый кожух 73 и второй кожух 75 соединены друг с другом посредством соединительной конструкции 77, передающей нагрузки и крутящий момент между первым и вторым кожухами 73, 75. Соединительная конструкция 77 расположена внутри внутреннего пространства 63 и окружена в радиальном направлении второй частью 21 корпуса. Соединительная конструкция 77 образована в виде изогнутой оболочковой части, проходящей параллельно главной оси 35 поворота и частично окружающей смещенное зубчатое колесо 49. Первый кожух 73 и второй кожух 75 дополнительно соединены друг с другом посредством конструктивной перемычки 79, проходящей в радиальном направлении снаружи относительно второй части 21 корпуса, см. также фиг. 4 и 5. Конструктивная перемычка 79 также предназначена для передачи нагрузок между первым и вторым кожухами 73, 75, и первое крепежное приспособление 23 установлено на конструктивной перемычке 79.
Кроме того, как показано на фиг. 6, ролики 81 установлены на наружной стороне первой части 19 корпуса и находятся в зацеплении с поверхностью второй части 21 корпуса для обеспечения заданного и гладкого пути перемещения второй части 21 корпуса относительно первой части 19 корпуса.
На фиг. 10 и 11 показаны два альтернативных варианта осуществления приводного узла 15, причем редуктор 53 содержит соединительную зубчатую ступень 83, соединяющую выходной элемент 45 двигателя 47 с понижающими ступенями 55, когда выходной элемент 45 не выровнен с понижающими ступенями 55. В варианте осуществления, показанном на фиг. 10, двигатель 47 расположен таким образом, что выходной элемент 45 проходит параллельно понижающим ступеням 55 и на расстоянии от них. В альтернативном варианте осуществления, показанном на фиг. 11, двигатель 47 расположен таким образом, что выходной элемент 45 проходит перпендикулярно понижающим ступеням 55.
На фиг. 12 показан вариант осуществления приводного узла 15, аналогичный варианту осуществления, показанному на фиг. 10, но с отличающимся первым крепежным приспособлением 23. Первое крепежное приспособление 23 содержит два крепежных соединения 85 пластинчатой формы, каждое из которых имеет три отверстия 87, 89, 91. Крепежные соединения 85 имеют Y-образную форму, причем каждое отверстие 87, 89, 91 предусмотрено на одном из трех концов Y-образной конструкции крепежных соединений 85. Крепежные соединения 85 расположены на противоположных сторонах первой части 19 корпуса и могут быть установлены между первой частью 19 корпуса и неподвижной частью 5 консоли крыла посредством болтов. В частности, каждое крепежное соединение 85 прикреплено к первой части 19 корпуса посредством первых болтов 93, соединенных с первой частью 19 корпуса и проходящих через первое отверстие 87 в крепежном соединении 85, и выполнено с возможностью прикрепления к неподвижной части 5 консоли крыла посредством двух дополнительных болтов (не показаны), соединенных с неподвижной частью 5 консоли крыла и проходящих через второе и третье отверстия 89, 91 в крепежном соединении 85. В дополнение к крепежным соединениям 85, первое крепежное приспособление 23 содержит два противоположных стержня 95, прикрепленных болтами к первой части 19 корпуса и выполненных с возможностью болтового прикрепления к неподвижной части 5 консоли крыла. Стержни 95 прикреплены болтами к первой части 19 корпуса в положении, находящемся на расстоянии в радиальном направлении от первых болтов 93, соединяющих крепежные соединения 85 с первой частью 19 корпуса.
Claims (31)
1. Приводной узел (15) для приведения в движение складываемой концевой части (9) консоли (3) крыла для летательного аппарата (1), причем приводной узел (15) содержит:
первую часть (19) корпуса, содержащую первое крепежное приспособление (23), выполненное с возможностью прикрепления приводного узла (15) к неподвижной части (5) консоли крыла для летательного аппарата (1), и
вторую часть (21) корпуса, содержащую второе крепежное приспособление (25), выполненное с возможностью прикрепления приводного узла (15) к концевой части (9) консоли крыла, установленной с возможностью складывания на неподвижной части (5) консоли крыла,
причем вторая часть (21) корпуса соединена с первой частью (19) корпуса таким образом, что она может быть повернута относительно первой части (19) корпуса вокруг главной оси (35) поворота,
при этом вторая часть (21) корпуса содержит зубчатую рейку (37), имеющую вогнутую форму и обращенную к главной оси (35) поворота,
причем приводной узел (15) дополнительно содержит ведущую шестерню (39), опирающуюся на первую часть (19) корпуса и находящуюся в зацеплении с зубчатой рейкой (37) для обеспечения поворота второй части (21) корпуса относительно первой части (19) корпуса, и
при этом ведущая шестерня (39) приводится в движение посредством соединительного механизма (43), который выполнен с возможностью соединения с выходным элементом (45) двигателя (47),
при этом главная ось (35) поворота проходит в пределах продолжения поперечного сечения приводного узла (15).
2. Приводной узел по п. 1, отличающийся тем, что соединительный механизм (43) содержит смещенное зубчатое колесо (49), которое приводит в движение ведущую шестерню (39) за счет зацепления ведущей шестерни (39) в положении, находящемся на расстоянии от зубчатой рейки (37).
3. Приводной узел по п. 1 или 2, отличающийся тем, что соединительный механизм (43) содержит редуктор (53), выполненный с возможностью понижения скорости вращения и повышения крутящего момента в направлении от двигателя (47) к ведущей шестерне (39).
4. Приводной узел по п. 3, при зависимости от п. 2, отличающийся тем, что редуктор (53) расположен на одной линии со смещенным зубчатым колесом (49).
5. Приводной узел по п. 4, отличающийся тем, что редуктор (53) содержит несколько понижающих ступеней (55) и по меньшей мере одну силовую ступень (57).
6. Приводной узел по п. 5, отличающийся тем, что понижающие ступени (55) расположены на одной стороне, а силовая ступень (57) расположена на противоположной стороне смещенного зубчатого колеса (49), причем понижающие ступени (55) соединены с силовой ступенью (57) посредством ведущего сквозного вала (59), который в осевом направлении проходит через смещенное зубчатое колесо (49), но не соединен со смещенным зубчатым колесом (49), при этом силовая ступень (57) отдельно соединена со смещенным зубчатым колесом (49).
7. Приводной узел по п. 5 или 6, отличающийся тем, что редуктор (53) содержит соединительную зубчатую ступень (83), выполненную с возможностью соединения выходного элемента (45) двигателя (47) с понижающими ступенями (55), когда выходной элемент (45) не выровнен с понижающими ступенями (55).
8. Приводной узел по любому из пп. 1-7, отличающийся тем, что первая часть (19) корпуса и вторая часть (21) корпуса вместе ограничивают внутреннее пространство (63), причем ведущая шестерня (39) расположена внутри внутреннего пространства (63).
9. Приводной узел по п. 8, отличающийся тем, что внутри внутреннего пространства (63) предусмотрена смазка (65) для смазывания зубчатой рейки (37) и ведущей шестерни (39).
10. Приводной узел по п. 8 или 9, отличающийся тем, что вторая часть (21) корпуса содержит крышку (69), которая выполнена с возможностью перемещения между закрытым положением, в котором внутреннее пространство (63) закрыто от окружающей среды (71), и открытым положением, в котором внутреннее пространство (63) открыто для окружающей среды (71).
11. Приводной узел по любому из пп. 8-10, при зависимости от п. 6, отличающийся тем, что первая часть (19) корпуса образует периферийный первый кожух (73) вокруг понижающих ступеней (55) и периферийный второй кожух (75) вокруг силовой ступени (57) редуктора (53), при этом первый кожух (73) и второй кожух (75) соединены друг с другом посредством соединительной конструкции (77), причем соединительная конструкция (77) расположена внутри внутреннего пространства (63) и окружена в радиальном направлении второй частью (21) корпуса.
12. Приводной узел по любому из пп. 1-11, отличающийся тем, что зубчатая рейка (37) изогнута вокруг главной оси (35) поворота на угол, составляющий по меньшей мере 90°, предпочтительно от 90° до 180°, более предпочтительно от 90° до 100°, наиболее предпочтительно 94°.
13. Приводной узел по любому из пп. 1-12, отличающийся тем, что первое крепежное приспособление (23) содержит одно или несколько шаровых соединений (27), и причем второе крепежное приспособление (25) содержит одно или несколько шаровых соединений (31).
14. Консоль (3) крыла для летательного аппарата (1), содержащая:
неподвижную часть (5) консоли крыла,
складываемую концевую часть (9) консоли крыла, установленную на неподвижной части (5) консоли крыла посредством шарниров (11), выполненных с возможностью вращения вокруг оси (13) шарнира, и
приводной узел (15) по любому из пп. 1-13,
причем приводной узел (15) прикреплен к неподвижной части (5) консоли крыла посредством первого крепежного приспособления (23),
при этом приводной узел (15) прикреплен к концевой части (9) консоли крыла посредством второго крепежного приспособления (25),
причем ось (13) шарнира совпадает с главной осью (35) поворота приводного узла (15), и
при этом консоль (3) крыла дополнительно содержит двигатель (47), который имеет выходной элемент (45), соединенный с соединительным механизмом (43) для приведения в движение ведущей шестерни (39).
15. Консоль крыла по п. 14, при зависимости от п. 7, отличающаяся тем, что соединительная зубчатая ступень (83) соединяет выходной элемент (45) двигателя (47) с понижающими ступенями (55), и двигатель (47) расположен таким образом, что выходной элемент (45) проходит параллельно понижающим ступеням (55) и на расстоянии от них.
16. Консоль крыла по п. 14, при зависимости от п. 7, отличающаяся тем, что соединительная зубчатая ступень (83) соединяет выходной элемент (45) двигателя (47) с понижающими ступенями (55) и двигатель (47) расположен таким образом, что выходной элемент (45) проходит перпендикулярно понижающим ступеням (55).
17. Летательный аппарат (1), содержащий консоль (3) крыла по любому из пп. 14-16.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE102017118976 | 2017-08-18 | ||
| DE102017118976.9 | 2017-08-18 | ||
| PCT/EP2018/070918 WO2019034432A1 (en) | 2017-08-18 | 2018-08-01 | ACTUATING UNIT FOR ACTUATING A FOLDING END PART OF A WING OF AN AIRCRAFT |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2739379C1 true RU2739379C1 (ru) | 2020-12-23 |
Family
ID=63165338
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2020111015A RU2739379C1 (ru) | 2017-08-18 | 2018-08-01 | Приводной узел для приведения в движение складываемой концевой части консоли крыла для летательного аппарата |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US11325693B2 (ru) |
| EP (1) | EP3668785B1 (ru) |
| CN (1) | CN110997483B (ru) |
| BR (1) | BR112020003291A2 (ru) |
| RU (1) | RU2739379C1 (ru) |
| WO (1) | WO2019034432A1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2785388C1 (ru) * | 2022-03-21 | 2022-12-07 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Складываемая консоль крыла высокоскоростного летательного аппарата |
Families Citing this family (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2583500A (en) * | 2019-04-30 | 2020-11-04 | Airbus Operations Ltd | Aircraft wing with a moveable wing tip |
| GB2583959A (en) | 2019-05-16 | 2020-11-18 | Airbus Operations Ltd | An arrangement for avoiding clashing on a folding wing tip |
| GB2584621A (en) | 2019-05-24 | 2020-12-16 | Airbus Operations Ltd | An arrangement for avoiding clashing between an actuation assembly and an upper cover of a folding wing tip |
| CN110127030B (zh) * | 2019-05-24 | 2020-05-15 | 李伟忠 | 一种无人机机翼折叠自锁装置 |
| US11814156B2 (en) | 2019-06-21 | 2023-11-14 | Airbus Operations Gmbh | Actuation unit for actuating a foldable wing tip portion of a wing for an aircraft |
| US11459084B2 (en) * | 2019-06-21 | 2022-10-04 | Airbus Operations Gmbh | Wing for an aircraft |
| CN112607000B (zh) * | 2020-12-23 | 2022-08-12 | 武汉量宇智能科技有限公司 | 一种飞行器舵面控制机构 |
| CN113415410A (zh) * | 2021-07-31 | 2021-09-21 | 重庆交通大学 | 折叠式无人机机翼总成 |
| CN113619337A (zh) * | 2021-08-06 | 2021-11-09 | 朱上翔 | 一种直升平飞车 |
| EP4177160A1 (en) * | 2021-11-04 | 2023-05-10 | Goodrich Actuation Systems Limited | Attachment for rotary actuator to wing |
| GB2619277A (en) | 2022-05-25 | 2023-12-06 | Airbus Operations Ltd | Moveable wing tip arrangements |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5039032A (en) * | 1988-11-07 | 1991-08-13 | The Boeing Company | High taper wing tip extension |
| US9415857B2 (en) * | 2012-10-30 | 2016-08-16 | The Boeing Company | Wing fold system |
Family Cites Families (25)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US1772405A (en) | 1928-11-13 | 1930-08-05 | John J Wargo | Airplane with foldable wings |
| US1879821A (en) | 1930-03-27 | 1932-09-27 | Adolphe C Peterson | Aeroplane wing device |
| US3272458A (en) * | 1964-12-08 | 1966-09-13 | Gen Dynamics Corp | Means for positioning a rotating wing slat device |
| US5201479A (en) * | 1992-01-30 | 1993-04-13 | The Boeing Company | Self-monitoring latch pin lock for folding wing aircraft |
| US5381986A (en) * | 1992-01-30 | 1995-01-17 | The Boeing Company | Folding wing-tip system |
| EP1338506A1 (en) * | 2002-02-15 | 2003-08-27 | Fairchild Dornier GmbH | Airplane wing with slat and Krueger flap |
| CN105151275B (zh) | 2009-09-09 | 2017-05-31 | 威罗门飞行公司 | 升降副翼控制系统 |
| US8684316B2 (en) * | 2011-09-23 | 2014-04-01 | The Boeing Company | Aircraft flap mechanism having compact large fowler motion providing multiple cruise positions |
| US9296469B2 (en) * | 2011-10-01 | 2016-03-29 | The Boeing Company | Horizontal folding wingtip |
| GB201209697D0 (en) * | 2012-05-31 | 2012-07-18 | Airbus Uk Ltd | Method of coupling aerofoil surface structures and an aerofoil assembly |
| FR2992629B1 (fr) * | 2012-06-27 | 2014-09-12 | Airbus Operations Sas | Dispositif de liaison mecanique d'une gouverne a un element structural fixe d'aeronef et element de voilure d'aeronef equipe de ce dispositif |
| GB201222308D0 (en) * | 2012-12-11 | 2013-01-23 | Airbus Operations Ltd | Support assembly |
| US9296471B2 (en) * | 2013-10-06 | 2016-03-29 | The Boeing Company | Swing wing tip system, assembly and method with dual load path structure |
| US10532813B2 (en) * | 2014-05-05 | 2020-01-14 | Jason Bialek | Dual purpose vehicle for air and ground transportation, and related methods |
| GB2535580A (en) * | 2015-02-17 | 2016-08-24 | Airbus Operations Ltd | Actuation assembly for moving a wing tip device on an aircraft wing |
| GB2535489A (en) * | 2015-02-17 | 2016-08-24 | Airbus Operations Ltd | An arrangement for moving a wing tip device between a flight configuration and a ground configuration |
| GB2536236A (en) * | 2015-03-09 | 2016-09-14 | Airbus Operations Ltd | An aircraft comprising a foldable aerodynamic structure and an articulation mechanism for a foldable aerodynamic structure |
| GB2538320A (en) * | 2015-05-15 | 2016-11-16 | Airbus Operations Ltd | Folding wing tip and rotating locking device |
| GB201520289D0 (en) * | 2015-11-18 | 2015-12-30 | Airbus Operations Ltd | An actuation assembly with a track and follower for use in moving a wing tip device on an aircraft wing |
| EP3170742B1 (en) * | 2015-11-18 | 2018-02-21 | Airbus Operations GmbH | Foldable wing for an aircraft and aircraft having a foldable wing |
| EP3524514A1 (en) * | 2018-02-09 | 2019-08-14 | Airbus Operations GmbH | Actuation unit for actuating a foldable wing tip portion of a wing for an aircraft |
| US10723441B2 (en) * | 2018-04-13 | 2020-07-28 | The Boeing Company | High-speed-deployed, drum-brake, inertia disk for rack and pinion rotational inerter |
| GB2574391A (en) * | 2018-05-31 | 2019-12-11 | Airbus Operations Ltd | An aircraft wing and wing tip device |
| GB2583959A (en) * | 2019-05-16 | 2020-11-18 | Airbus Operations Ltd | An arrangement for avoiding clashing on a folding wing tip |
| US11814156B2 (en) * | 2019-06-21 | 2023-11-14 | Airbus Operations Gmbh | Actuation unit for actuating a foldable wing tip portion of a wing for an aircraft |
-
2018
- 2018-08-01 BR BR112020003291-3A patent/BR112020003291A2/pt not_active Application Discontinuation
- 2018-08-01 RU RU2020111015A patent/RU2739379C1/ru active
- 2018-08-01 CN CN201880053633.5A patent/CN110997483B/zh active Active
- 2018-08-01 EP EP18752709.8A patent/EP3668785B1/en active Active
- 2018-08-01 US US16/639,864 patent/US11325693B2/en active Active
- 2018-08-01 WO PCT/EP2018/070918 patent/WO2019034432A1/en unknown
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5039032A (en) * | 1988-11-07 | 1991-08-13 | The Boeing Company | High taper wing tip extension |
| US9415857B2 (en) * | 2012-10-30 | 2016-08-16 | The Boeing Company | Wing fold system |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2785388C1 (ru) * | 2022-03-21 | 2022-12-07 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Складываемая консоль крыла высокоскоростного летательного аппарата |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| WO2019034432A1 (en) | 2019-02-21 |
| BR112020003291A2 (pt) | 2020-08-18 |
| EP3668785B1 (en) | 2021-11-17 |
| EP3668785A1 (en) | 2020-06-24 |
| US20200361596A1 (en) | 2020-11-19 |
| CN110997483B (zh) | 2023-11-17 |
| CN110997483A (zh) | 2020-04-10 |
| US11325693B2 (en) | 2022-05-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2739379C1 (ru) | Приводной узел для приведения в движение складываемой концевой части консоли крыла для летательного аппарата | |
| US10807657B2 (en) | Deployable aerodynamic side panel system | |
| US10759515B2 (en) | Electromechanical hinge-line rotary actuator | |
| JP4820366B2 (ja) | コンパクトアクチュエータ | |
| CN102575652A (zh) | 结合转子轴的发电机传动设备 | |
| US11713108B2 (en) | Hinge-line actuator for rotating an aircraft control surface | |
| US20160207619A1 (en) | Light weight propulsor gearbox | |
| KR20060095266A (ko) | 로봇 모듈 | |
| EP2731866B1 (en) | Leading edge rib assembly | |
| US6117016A (en) | Transmission coupling assembly | |
| CN115402506A (zh) | 一种大型无人机襟翼作动器及其安装结构 | |
| CA3016400A1 (en) | Electromechanical hinge-line rotary actuator | |
| EP3992497A1 (en) | Axle assembly having a variable lubricant restrictor | |
| CN215720704U (zh) | 防水密封结构和车辆 | |
| WO2018193510A1 (ja) | 二重反転プロペラ装置とこれを用いた船舶 | |
| RU46717U1 (ru) | Привод раздаточной коробки | |
| CN109555827A (zh) | 变速箱 | |
| US20220065195A1 (en) | Actuation system for a thrust reverser of an aircraft propulsion system | |
| RU2232282C1 (ru) | Воздушно-реактивный двигатель с реверсом тяги | |
| CN113531089A (zh) | 防水密封结构和车辆 | |
| RU2280799C2 (ru) | Картер для размещения угловой зубчатой передачи | |
| KR101454615B1 (ko) | 선박용 추진장치 및 이를 갖춘 선박 | |
| WO1981001396A1 (en) | Eccentric actuator |