RU71105U1

RU71105U1 - Узел отклоняемого носка крыла самолета

Info

Publication number: RU71105U1
Application number: RU2007140913/22U
Authority: RU
Inventors: Владимир Борисович Горохов; Сергей Викторович Тюрин
Original assignee: Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого"
Priority date: 2007-11-07
Filing date: 2007-11-07
Publication date: 2008-02-27

Abstract

Для уменьшения габаритов конструкции, повышения жесткости и обеспечения равномерного распределения нагрузки, воздействующей на отклоняемый носок, на силовые элементы каркаса крыла узел отклоняемого носка крыла самолета содержит привод отклонения и кинематический механизм отклонения носка крыла, закрепленный на неподвижной части крыла и на отклоняем носке, при этом в кинематический механизм отклонения носка крыла, выполненного секционным, включены: механизм концевых упоров, ограничивающий вращение вала привода отклонения в пределах конечных положений носков крыла, два угловых редуктора, передающих вращение от вала привода отклонения к валам редукторов-шарниров, прикрепленных неподвижной частью корпуса к неподвижной части крыла, а поворотной частью корпуса - к отклоняемому носку, причем редукторы-шарниры являются исполнительными механизмами управления отклонением носков крыла.

Description

Полезная модель относится к области авиации, в частности к конструкции крыла сверхзвукового самолета.

Крыло сверхзвукового самолета имеет малую относительную толщину, значительную стреловидность и относительно небольшое удлинение. Коэффициент подъемной силы, создаваемый такими крыльями, не достаточен для того, чтобы обеспечить скорость, позволяющую использовать для взлета-посадки самолета обычную взлетно-посадочную полосу.

Одним из средств, используемых для повышения коэффициента подъемной силы крыла на небольших скоростях, является применение отклоняемых носков крыла (Егер С.М. Проектирование самолетов. - М.: Машиностроение, 1983, с.265, рис.10.4). Отклоняемые носки вызывают увеличение подъемной силы крыла из-за затягивания срыва потока на большие углы атаки вследствие уменьшения угла атаки носовой части крыла при отклоненном носке, а также из-за некоторого увеличения кривизны профиля крыла.

Известны отклоняемые носки, применяемые на самолетах с тонкой передней кромкой и с малой относительной толщиной (патент США US 4427168, НКИ 244/214, МПК В64С 3/48, 1984 г.).

Известен также узел отклоняемого носка крыла самолета, содержащий панель обшивки носка, имеющую верхнюю поверхность, изогнутую выпукло вниз с образованием направленной вниз передней кромки, и заднюю кромку, соединенную с передним лонжероном крыла, при этом запатентованный узел снабжен выдвижным щитком с нижней поверхностью, изогнутой выпукло вверх для образования направленной вверх передней кромки, и исполнительным механизмом с приводом перемещения для подсоединения панели выдвижного щитка к указанной панели обшивки носка, выполненной неподвижной, и перемещения панели выдвижного щитка относительно указанной панели обшивки носка между убранным и выпущенном положениями, в убранном положении передняя кромка панели выдвижного щитка выровнена по касательной с передней кромкой неподвижной панели обшивки носка, образуя закругленную переднюю кромку крыла, а в выпущенном положении передняя кромка панели выдвижного щитка расположена впереди и ниже передней кромки неподвижной панели обшивки носка (патент РФ RU 2181332, В64С 3/50, 2002 г.)

Ближайшим аналогом полезной модели является узел отклоняемого носка крыла самолета, который содержит 2-секции, переднюю и заднюю, последовательно соединенные друг с другом, причем передняя секция отклоняемого носка крепится к задней секции отклоняемого носка, а задняя секция отклоняемого носка крепится к неподвижной части крыла, при этом отклонение задней секции отклоняемого носка осуществляется с помощью силового привода, а отклонение передней секции отклоняемого носка осуществляется с помощью кинематического механизма, состоящего из ряда

жестких элементов, один конец которого закреплен на неподвижной части крыла, а другой - на передней секции отклоняемого носка (заявка на выдачу патента РФ на изобретение №92015668, В64С 3/48, 1995 г.)

Известные аналоги, в том числе и ближайший, имеют сложную конструкцию, кроме того, не предназначены для использования в крыле сверхзвукового самолета, имеющего малую толщину.

Задачей, решаемой полезной моделью, является создание надежного и простого узла отклоняемого носка крыла самолета, позволяющего разместить его элементы, в частности электрогидромеханический привод, в тонком крыле на удалении от отклоняемого носка.

Поставленная задача решается за счет того, что узел отклоняемого носка крыла самолета содержит привод отклонения и кинематический механизм отклонения носка крыла, закрепленный на неподвижной части крыла и на отклоняем носке, при этом в кинематический механизм отклонения носка крыла, выполненного секционным, включены: механизм концевых упоров, ограничивающий вращение вала привода отклонения в пределах конечных положений носков крыла, и два угловых редуктора, передающих вращение от вала привода отклонения к валам редукторов-шарниров, прикрепленных неподвижной частью корпуса к неподвижной части крыла, а поворотной частью корпуса - к отклоняемому носку, причем редукторы-шарниры являются исполнительными механизмами управления отклонением носков крыла.

Технический результат от использования полезной модели заключается в создании компактной конструкции, занимающей минимальный объем в

крыле, имеющей высокую жесткость. При этом обеспечивается равномерное распределение нагрузки, воздействующей на отклоняемый носок, на силовые элементы каркаса крыла.

Полезная модель поясняется чертежами, на которых изображено:

На фиг.1 - часть крыла с узлом отклоняемого носка.

На фиг.2 - узел отклоняемого носка, фрагмент.

На фиг.3 - место I с фиг.2.

На фиг.4 - концевая часть крыла.

Узел отклоняемого носка крыла самолета входит в гидромеханическую систему управления поворотными носками крыла, предназначенную для отклонения носков по командам от комплексной системы управления самолетом во всей области заданных режимов полета. Гидромеханическая система управления поворотными носками обеспечивает отклонение носков по командам комплексной системы управления самолетом и удержание носков в крайних положениях посредством тормоза.

Узел отклоняемого носка крыла самолета включает:

электрогидромеханический привод 1 вращательного типа, предназначенный для вращения валов трансмиссии привода отклоняемых носков крыла;

- редукторы-шарниры 3, являющиеся исполнительными планетарными силовыми механизмами управления отклонением носков крыла;

- механизм 4 концевых упоров, ограничивающий вращение вала электрогидромеханического привода 1 заданными конечными положениями носков крыла.

Крыло самолета, преимущественно сверхзвукового, имеет отклоняемый носок, образованный отдельными секциями 2, шарнирно навешенными на силовом элементе носовой части крыла посредством редукторов-шарниров 3.

Электрогидромеханический привод 1 закреплен на силовом элементе крыла на удалении от носка крыла, в месте, где крыло имеет большую толщину. Вал 6 электрогидромеханического привода 1 расположен в направлении носка (вдоль хорды крыла) и установлен в механизме 4 концевых упоров, являющимся ограничителем углового положения вала 6 электрогидромеханического привода 1. Механизм 4 позволяет валу 6 поворачиваться в лишь пределах заданного диапазона углов, определяемого допустимыми граничными угловыми положениями отклоняемого носка.

Передача вращения от вала 6 электрогидромеханического привода 1 к отклоняемым носкам крыла производится через два угловых редуктора 8 и 9, первый из которых (поз.8) обеспечивает передачу вращения под углом 90° валу 10. Второй редуктор 9 передает вращение от вала 10 валам 11 редукторов-шарниров 3, на которых закреплены секции отклоняемых носков крыла. Валы 11 соединены между собой карданными шарнирами.

Конструкция редукторов-шарниров 3 известна и не составляет предмета патентной охраны. Редукторы-шарниры 3 представляют собой планетарные редукторы, корпус которых имеет два узла навески 12 на лонжерон крыла, расположенные на двух неподвижных частях 13 корпуса редуктора-шарнира 3. Между неподвижными частями 13 корпуса редуктора-шарнира расположена поворотная часть 14 корпуса, являющаяся выходным валом

планетарного редуктора. На поворотной части 14 корпуса редуктора-шарнира выполнены узлы навески секции 2 отклоняемого носка крыла.

Удержание отклоненного носка крыла в заданном положении производится посредством тормоза 7, связанного с валами 11 через угловой редуктор 15.

Работа устройства осуществляется следующим образом.

При наличии в гидромеханической системе управления поворотными носками крыла сигнала на отклонение носка крыла приводится во вращение вал 6 электрогидромеханического привода 1. Вращение от вала 6 через редукторы 8 и 9 передается на валы 11 и через редукторы-шарниры 3 на секции 2 носков крыла. Фиксирование носка в заданном положении осуществляется посредством тормоза 7, работающего от сигналов, поступающих от гидромеханической системы управления поворотными носками крыла.

Claims

Узел отклоняемого носка крыла самолета, содержащий привод отклонения и кинематический механизм отклонения носка крыла, закрепленный на неподвижной части крыла и на отклоняемом носке, отличающийся тем, что в кинематический механизм отклонения носка крыла, выполненного секционным, включены: механизм концевых упоров, ограничивающий вращение вала привода отклонения в пределах конечных положений носков крыла, два угловых редуктора, передающих вращение от вала привода отклонения к валам редукторов-шарниров, прикрепленных неподвижной частью корпуса к неподвижной части крыла, а поворотной частью корпуса - к отклоняемому носку, причем редукторы-шарниры являются исполнительными механизмами управления отклонением носков крыла.