ПАТЕНТНЫЙ ПОИСК В РФ
НОВЫЕ ПАТЕНТЫ, ЗАЯВКИ НА ПАТЕНТ
БИБЛИОТЕКА ПАТЕНТОВ НА ИЗОБРЕТЕНИЯ

Системы управления и передачи для приведения в действие поверхностей управления, предкрылков и закрылков, тормозных щитков или интерцепторов – B64C 13/00

Раздел B РАЗЛИЧНЫЕ ТЕХНОЛОГИЧЕСКИЕ ПРОЦЕССЫ; ТРАНСПОРТИРОВАНИЕ
B64 Воздухоплавание; авиация; космонавтика
B64C Летательные аппараты тяжелее воздуха
B64C 13/00 Системы управления и передачи для приведения в действие поверхностей управления, предкрылков и закрылков, тормозных щитков или интерцепторов
B64C 13/02 .управляющие устройства 
B64C 13/04 ..ручные 
B64C 13/06 ...с индивидуальной подрегулировкой по летчику 
B64C 13/08 ...со снятием нагрузки с элемента управления 
B64C 13/10 ...с сигнальными устройствами 
B64C 13/12 ...с двойным управлением 
B64C 13/14 ...фиксируемые
фиксирование при индивидуальной подрегулировке  13/06
B64C 13/16 ..действующие автоматически, например в зависимости от показаний прибора для измерения силы ветра 
B64C 13/18 ...с автопилотом
автопилоты как таковые  G 05D 1/00
B64C 13/20 ...с использованием излучаемых сигналов 
B64C 13/22 ...с возможностью перехода на ручное управление 
B64C 13/24 .передачи 
B64C 13/26 ..без усиления мощности или в устройствах, где усиление мощности не играет существенной роли 
B64C 13/28 ...механические 
B64C 13/30 ....с использованием тросовых, цепных или рычажных механизмов 
B64C 13/32 ....с использованием кулачковых механизмов 
B64C 13/34 ....с использованием зубчатых передач 
B64C 13/36 ...пневмотические или гидравлические 
B64C 13/38 ..с усилением мощности 
B64C 13/40 ...с помощью пневмогидравлических средств 
B64C 13/42 ....с дублирующими или резервными средствами 
B64C 13/44 ....с ручной коррекцией; с автоматическим возвращением в первоначальное положение 
B64C 13/46 ....с искусственным созданием реакции на органах управления 
B64C 13/48 ....с использованием газообразной среды 
B64C 13/50 ...с помощью электрических средств 

Патенты в данной категории

СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ВЕРТОЛЕТОМ И РАЗДВИЖНАЯ ТЯГА ПРОВОДКИ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам управления вертолетом. Система управления вертолетом содержит тяги и качалки основной проводки по каналам управления к органам управления на рабочем месте летчика и тяги проводки к органам управления на рабочем месте оператора. В проводке к органам управления на рабочем месте оператора в каждом канале управления установлена одна пневматически управляемая раздвижная тяга. Раздвижная тяга содержит корпус рабочего пневмоцилиндра, шток с рабочим поршнем и штуцеры для подачи давления в рабочие полости цилиндра. Пневмоцилиндр фиксирует рабочий поршень раздвижной тяги относительно корпуса. Корпус фиксирующего пневмоцилиндра присоединен снаружи радиально к корпусу рабочего пневмоцилиндра раздвижной тяги, а его двусторонний шток одним концом в выдвинутом положении взаимодействует с кольцевой выемкой, выполненной в теле рабочего поршня раздвижной тяги, а другим концом - с механическим фиксатором в виде подпружиненного шарика, для которого в теле двустороннего штока выполнена пара кольцевых канавок для механической фиксации двустороннего штока в выдвинутом и в убранном положении при отсутствии давления в рабочих полостях фиксирующего пневмоцилиндра. Обеспечивается компактное расположение органов управления в кабине оператора в отключенном положении и работоспособность органов управления оператора при повреждении пневмосистемы вертолета. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

2527574
выдан:
опубликован: 10.09.2014
ПРИВОД ХОДОВОГО ВИНТА

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к приводу ходового винта. Привод содержит первую цепь нагрузки, образованную посредством ходового винта, и вторую цепь нагрузки, образованную посредством выполненного с возможностью скручивания сплошного торсиона, который расположен в ходовом винте и соединен с ним. При этом в одном положении привода сплошной торсион выполнен с возможностью воздействия на ходовой винт для инициирования вращательного движения, причем привод ходового винта содержит сенсор, предназначенный для регистрации относительного перемещения между шпинделем и сплошным торсионом. Технический результат заключается в повышении надежности работы ходового винта. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 1 ил.

2524810
выдан:
опубликован: 10.08.2014
ЭЛЕКТРОМЕХАНИЧЕСКИЙ ЛИНЕЙНЫЙ ПРИВОД

Изобретение относится к авиастроению и может быть применено в приводах подвижных аэродинамических поверхностей самолета, в частности предкрылков, закрылков, элеронов. Электромеханический линейный привод состоит из корпуса, расположенного внутри него электродвигателя с ротором, соединенным через волновой редуктор с винтом винтового или шарико-винтового механизма. Внутри корпуса с возможностью поступательного движения размещен толкатель, а также стопор. Упомянутый ротор соединен с датчиком его углового положения. Волновой редуктор является одноступенчатым и имеет размещенный на валу ротора волнообразователь, состоящий из двух эксцентриков с противоположно направленными эксцентриситетами с установленными на них подшипниками и рабочими кольцами. В сепараторе, который соединен с корпусом и охватывает волнообразователь, размещены тела вращения, взаимодействующие с рабочими кольцами. Жесткое колесо с внутренней волновой поверхностью охватывает сепаратор и имеет установленный соосно с ротором электродвигателя вал, соединенный с винтом непосредственно или через одну или несколько промежуточных ступеней. Технический результат - уменьшение габаритов и повышение КПД привода. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

2522646
выдан:
опубликован: 20.07.2014
ЭЛЕКТРОМЕХАНИЧЕСКИЙ ПРИВОД ИНТЕРЦЕПТОРА КРЫЛА САМОЛЕТА

Изобретение относится к электротехнике и может быть применено в приводах аэродинамических поверхностей летательных аппаратов. Устройство электромеханического привода интерцептора крыла самолета установлено на оси поворота, закрепленной в каркасе крыла, и имеет приводное звено многозвенного механизма, закрепленное на внутренней поверхности интерцептора. Устройство содержит многозвенный механизм, имеющий приводной вал, установленный в стойках, закрепленных в каркасе крыла, концы которого соединены муфтами с ведущими валами. По меньшей мере, один закрепленный на приводном валу кривошип с тягой соединен шарниром с первым концом тяги, второй конец которой имеет шарнир для соединения с приводным звеном интерцептора. Достигается возможность размещения электромеханического привода внутри крыла. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

2522638
выдан:
опубликован: 20.07.2014
ЭЛЕКТРОМЕХАНИЧЕСКИЙ ПРИВОД ПРЕДКРЫЛКА САМОЛЕТА

Изобретение относится к авиастроению и касается приводов предкрылков самолета. Электромеханический привод содержит два выдвижных рельса с зубчатыми секторами, разделенный на секции основной вал, разъемные муфты, соединяющие между собой секции основного вала, два электромеханических привода секций основного вала с корпусами, закрепленными в каркасе крыла. Каждый корпус имеет размещенные внутри электродвигатель и датчик углового положения ротора электродвигателя, двухступенчатый волновой редуктор с телами вращения с полым выходным валом, имеющим два эксцентрика с установленными на них подшипниками и рабочими кольцами первой ступени, составляющими волнообразователь. Корпус также содержит сепараторы ступеней. Сепаратор первой ступени с размещенными в нем телами вращения, взаимодействующими с волновой поверхностью жесткого колеса первой ступени, на котором установлены эксцентрики с подшипниками и рабочими кольцами второй ступени. Сепаратор второй ступени с размещенными в нем телами вращения, взаимодействующими с рабочими кольцами и волновой поверхностью жесткого колеса второй ступени. Жесткое колесо первой ступени волнового редуктора имеет полый вал, а волнообразователь расположен на полом валу. Сепаратор второй ступени волнового редуктора закреплен в корпусе и является неподвижным. Жесткое колесо второй ступени с волновой поверхностью установлено с возможностью вращения относительно корпуса и имеет полый выходной вал. Основной вал, длина каждой секции которого превышает длину одного электромеханического привода, размещен внутри полого ротора, полого вала жесткого колеса первой ступени и полого выходного вала жесткого колеса второй ступени. Между основным и полым выходным валами установлено управляемое устройство их разъединения. Достигается повышение надежности электромеханического привода предкрылка. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

2522635
выдан:
опубликован: 20.07.2014
СИСТЕМА ПОВЫШЕНИЯ УПРАВЛЯЕМОСТИ ДЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Изобретение относится к области авиации. Система повышения управляемости для летательного аппарата с переставным стабилизатором (2) включает средства (16) передачи движения отклонения, которые для каждого положения стабилизатора (2) по углу его установки устанавливают элемент (8) механизации стабилизатора в определенное положение по углу отклонения. Средства (18, 20, 23) передачи движения отклонения состоят из передаточного механизма, включенного между элементом (8) механизации стабилизатора и конструкцией летательного аппарата (1). Изобретение направлено на уменьшение размера стабилизатора. 11 з.п. ф-лы, 9 ил.

2520850
выдан:
опубликован: 27.06.2014
ПОДШИПНИКОВЫЙ УЗЕЛ

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к подшипниковому узлу для установки пары разнесенных параллельных исполнительных устройств между крылом и поверхностью управления воздушного летательного аппарата так, что исполнительные устройства совместно управляют разворачиванием упомянутой поверхности управления из крыла. Подшипниковый узел содержит неподвижный элемент для прикрепления к воздушному летательному аппарату и подвижный элемент, выполненный с возможностью прикрепления к исполнительным устройствам. Неподвижный и подвижный элементы соединены посредством частично сферического подшипника и выполнены так, что частично сферический подшипник расположен в пространстве между исполнительными устройствами. Технический результат заключается в уменьшении размеров исполнительной системы управления управляющими поверхностями крыла. 14 з.п. ф-лы, 4 ил.

2520706
выдан:
опубликован: 27.06.2014
КОМПЛЕКС БОРТОВОГО ОБОРУДОВАНИЯ ВЕРТОЛЕТА

Изобретение относится к бортовому оборудованию летательных аппаратов. Комплекс бортового оборудования вертолета содержит комплексную систему электронной индикации и сигнализации, пилотажный комплекс вертолета, пилотажно-навигационную аппаратуру, систему управления общевертолетным оборудованием, информационный комплекс высотно-скоростных параметров, пульты управления общевертолетным оборудованием, систему регулирования внутрикабинного освещения, интегрированную систему резервных приборов, ответчик системы управления воздушным движением, малогабаритную систему сбора и регистрации, комплекс средств связи, генератор цифровых карт, метеонавигационную радиолокационную систему, систему раннего предупреждения близости земли, бортовую систему диагностики вертолета, комплект внутреннего светотехнического и светосигнального оборудования, пульты-вычислители навигационные, аварийные спасательные радиомаяки, систему табло аварийной и уведомляющей сигнализации, основной канал информационного обмена, аудиоканал информационного обмена. Достигается расширение эксплуатационных возможностей, повышение безопасности пилотирования и эффективности применения вертолета, повышение надежности работы комплекса. 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

2520174
выдан:
опубликован: 20.06.2014
СИЛОВОЙ МИНИ-ПРИВОД ПЕТЛЕОБРАЗНОЙ ФОРМЫ

Изобретение относится к машиностроению и может быть применено в приводах автоматических систем управления летательных аппаратов. Силовой мини-привод петлеобразной формы состоит из одного или нескольких выходных редукторов (10), внутри которых размещены механические передачи, входные звенья которых объединены общим валом (1), соединенным с двигателем (13) через промежуточный редуктор (11). В качестве механической передачи выходных редукторов (10) использован набор параллельно соединенных волновых передач с телами качения (6), многорядного волнообразователя, сепараторов (5) и жестких колес (7). Жесткие колеса (7) выполнены в виде составных частей подвижных цилиндров, являющихся выходными звеньями выходных редукторов. Промежуточный редуктор (11) выполнен в виде волновой передачи с телами качения (20), жесткого колеса (21), которое является составной частью неподвижного цилиндра, а выходным звеном является сепаратор (19), соединенный с общим валом (1). Изобретение позволяет улучшить массогабаритные показатели, повысить КПД и надежность всей системы. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

2519612
выдан:
опубликован: 20.06.2014
УСТРОЙСТВО, КОТОРОЕ ПОДВЕРГАЕТСЯ ВОЗДЕЙСТВИЮ ПОТОКА ТЕКУЧЕЙ СРЕДЫ

Изобретение относится к области авиации, в частности к устройствам изменения кривизны аэродинамических поверхностей. Летательный аппарат содержит устройство (15), представляющее аэродинамическую поверхность, подвергающуюся при использовании воздействию потока текучей среды. Устройство (15) включает в себя внешнюю поверхностную часть (24b, 25b), геометрия которой поддается изменению для воздействия потока текучей среды, опорную конструкцию (31), которая поддерживает внешнюю поверхностную часть. Опорная конструкция (31) размещена внутри устройства (15) и включает в себя множество опорных рабочих органов (32) из композитного материала. Геометрия опорной конструкции (31) поддается изменению посредством привода (50) между первой стабильной геометрией и второй стабильной геометрией для выполнения изменения в геометрии внешней поверхностной части (24b, 25b), при этом опорные рабочие органы (32) обеспечивают жесткость конструкции внешней поверхностной части (24b, 25b). Композитный материал конструкции (31) поддерживает первую или вторую стабильные геометрии без влияния от привода (50). Привод (50) выполняет изменения между первым и вторым стабильными геометриями посредством приложения механической силы к части рабочего органа. Обеспечивается достаточная жесткость внешней поверхностной части устройства для противодействия динамическим нагрузкам текучей среды. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 6 ил.

2519602
выдан:
опубликован: 20.06.2014
СРЕДНЕМАГИСТРАЛЬНЫЙ ПАССАЖИРСКИЙ САМОЛЕТ С СИСТЕМОЙ УПРАВЛЕНИЯ ОБЩЕСАМОЛЕТНЫМ ОБОРУДОВАНИЕМ

Изобретение относится к авиационной технике. Самолет содержит систему управления общесамолетным оборудованием, включающую автоматический и ручной контуры управления. Контур автоматического управления содержит основной и резервный каналы преобразований и вычислений, включающие основной и резервный блоки преобразований и вычислений соответственно, каждый из которых соединен двунаправленным мультиплексным каналом информационного обмена с общесамолетным оборудованием через блок управления и коммутации. Контур ручного управления выполнен в виде верхнего пульта пилотов. Система сопряжена с комплексом бортового радиоэлектронного оборудования. В систему управления включены блоки концентраторы сигналов, n-блоков управления и коммутации. В автоматический контур введен контрольный канал, включающий контрольный блок вычислений и преобразований. Основной, резервный и контрольный блоки вычислений и преобразований соединены двунаправленным мультиплексным каналом информационного обмена через блоки концентраторы сигналов с верхним пультом пилотов и через n-блоков управления и коммутации с исполнительными механизмами общесамолетного оборудования. Изобретение направлено на повышение безопасности полета. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

2519465
выдан:
опубликован: 10.06.2014
УСТРОЙСТВО КОРМОВОЙ ЧАСТИ КОРПУСА КОСМИЧЕСКОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Группа изобретений относится к конструкции частей и элементов летательного аппарата, преимущественно к устройству кормовой части космического самолета (КС), а также к способам коррекции траектории и оптимизации тяги ракетного двигателя КС. Фюзеляж КС (11) в кормовой части снабжен коническим кольцевым обтекателем (10), в котором размещено сопло (4) ракетного двигателя (2). К обтекателю (10) шарнирно присоединены панели или лепестки (3а, 3b, 3с, 3d). Эти лепестки приводятся в движение и могут занимать, во-первых, положение маскирования (защиты) сопла (4) и снижения донного сопротивления КС. В данном положении лепестки (3а, 3b, 3с, 3d) продолжают фюзеляж КС (11). Во-вторых, лепестки могут быть полностью развернуты в положение увеличения аэродинамического сопротивления КС. В обоих случаях ракетный двигатель (2) выключен. Наконец, лепестки (3а, 3b, 3с, 3d) могут занимать множество промежуточных положений между указанными первым и вторым положениями. В этих положениях при включенном двигателе (2) достигается оптимизация его тяги путем контроля с помощью лепестков степени расширения реактивной струи. Несимметричным отклонением лепестков достигается изменение направления движения КС по траектории. Это возможно как при включенном двигателе (2), так и выключенном (когда КС совершает полет в атмосфере). Техническим результатом изобретений является придание устройству кормовой части фюзеляжа активных функций управления движением летательного аппарата (КС) практически во всех фазах полета и снижение тем самым общей массы вспомогательных систем аппарата. 9 н. и 10 з.п. ф-лы, 9 ил.

2516923
выдан:
опубликован: 20.05.2014
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ОЦЕНКИ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО КОЭФФИЦИЕНТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ОБНАРУЖЕНИЯ ОТКАЗА/ПОВРЕЖДЕНИЯ УПРАВЛЯЮЩЕЙ ПОВЕРХНОСТИ

Группа изобретений относится к авиации. Устройство для оценки аэродинамического коэффициента содержит средство (5) выработки командных сигналов угла отклонения. Средство (6) регистрации параметра движения управляющей поверхности на основании командного сигнала угла отклонения, средство (7) вычисления и средство (8) определения оценочного значения аэродинамического коэффициента. Устройство для обнаружения отказа/повреждения управляющей поверхности содержит средство оценки и устройство для оценки аэродинамического коэффициента. Группа изобретений направлена на выявление отказа/повреждения управляющей поверхности при одновременном уменьшении дискомфорта для пассажиров. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 6 ил.

2515947
выдан:
опубликован: 20.05.2014
МЕХАНИЗМ КОМПЕНСАЦИИ УСИЛИЙ УПРАВЛЕНИЯ

Изобретение относится к авиации, а именно к управлению летательными аппаратами. Механизм представляет собой рычажно-пружинный или линейно-пружинный механизм, имеющий положение неустойчивого равновесия и содержащий рычаг, прикрепленный к управляемому элементу, и/или к органу управления, и/или к промежуточному кинематическому звену, и шарнирно прикрепленную к концу рычага пружину сжатия или растяжения. Усилие пружины направлено к оси вращения управляемого элемента. Пружина или толкатель должны крепиться к рычагу и к самолету двумя шарнирами. Обеспечивается уменьшение усилий при ручном управлении различными управляемыми элементами летательных аппаратов. 11 з.п. ф-лы, 3 ил.

2515820
выдан:
опубликован: 20.05.2014
УПРАВЛЕНИЕ "УТКА" -2 /ВАРИАНТЫ/

Группа изобретений относится к авиации. Механический вариант цельноповоротного флюгерного переднего горизонтального оперения имеет управляемый тормоз или упор/упоры в кинематике привода. Гидравлический вариант имеет в системе гидроуправления переднего горизонтального оперения кран, отключающий подачу гидрожидкости. Электрический вариант имеет в системе электродистанционного управления выключатель. Группа изобретений направлена на повышение маневренности по тангажу. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

2515817
выдан:
опубликован: 20.05.2014
ЭЛЕКТРОМЕХАНИЧЕСКИЙ ПРИВОД ЗАКРЫЛКА САМОЛЕТА

Изобретение относится к авиастроению и может быть применено в приводе подвижной аэродинамической поверхности самолета, в частности в устройстве выдвижения закрылка. Привод закрылков самолета содержит две рычажные системы, имеющие шатуны, соединенные через кривошип с секционным основным валом, который установлен в опорах. Секции опорного вала соединены разъемными муфтами. Электромеханический привод секций основного вала имеет электродвигатель и датчик углового положения полого ротора, по меньшей мере, двухступенчатый волновой редуктор с телами вращения с полым выходным валом. Волнообразователь первой и второй ступеней состоит из двух эксцентриков с противоположно направленными эксцентриситетами, подшипников и рабочих колец. В сепараторе первой и второй ступеней размещены тела вращения, взаимодействующие с волновой поверхностью жесткого колеса соответствующей ступени. Между основным и полым выходным валами установлено управляемое устройство их разъединения. Технический результат - повышение надежности электромеханического привода. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

2515014
выдан:
опубликован: 10.05.2014
СПОСОБ АВТОМАТИЧЕСКОГО ПИЛОТИРОВАНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА С НЕСУЩИМ ВИНТОМ, СОДЕРЖАЩЕГО, ПО МЕНЬШЕЙ МЕРЕ, ОДИН ТОЛКАЮЩИЙ ВИНТ, УСТРОЙСТВО АВТОМАТИЧЕСКОГО ПИЛОТИРОВАНИЯ И ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам автоматического управления полетом. Устройство (10) автоматического пилотирования летательного аппарата (1) с несущим винтом, содержащего, по меньшей мере, один толкающий винт (2), при этом упомянутый несущий винт содержит, по меньшей мере, один винт (3), оборудованный множеством лопастей (3'), содержит блок (15) обработки, взаимодействующий, по меньшей мере, с общей цепью (7) управления общим шагом упомянутых лопастей (3'). Устройство (10) содержит средство (20) запуска режима автоматизированного пилотирования с выдерживанием угла атаки, соединенное с блоком (15) обработки. Блок (15) обработки автоматически управляет общим шагом лопастей (3'), когда режим автоматизированного пилотирования с выдерживанием угла атаки включен, контролируя упомянутую общую цепь управления для поддержания аэродинамического угла атаки ( ) летательного аппарата в значении опорного угла атаки ( *). Достигается снижение до минимума аэродинамического лобового сопротивления летательного аппарата. 3 н. и 16 з.п. ф-лы, 5 ил.

2513189
выдан:
опубликован: 20.04.2014
СПОСОБ ЗАХОДА САМОЛЕТА НА ПОСАДКУ В АВАРИЙНЫХ УСЛОВИЯХ (ВАРИАНТЫ)

Изобретение относится к области систем управления летательными аппаратами и обеспечивает заход самолета на посадку в аварийных ситуациях, связанных с отказом как штатных бортовых автоматических радиокомпасов (АРК), так и наземных средств привода самолетов дальних приводных радиомаяков (ДПРМ) в точку начала снижения (ТНС). Способ захода самолета на посадку состоит в том, что для вывода самолета в ТНС используются станция предупреждения о радиолокационном облучении (СПО) самолета и два источника радиоизлучения (ИРИ), работающие на разнесенных частотах, перекрываемых частотным диапазоном СПО и размещаемых на ДПРМ и ближних приводных радиомаяках (БПРМ) для обозначения продольной оси взлетно-посадочной полосы (ВПП). Причем частоты ИРИ заранее заносятся в банк данных СПО самолета и их разнос должен составлять 500-1000 МГц. В зависимости от взаимного положения самолета и двух наземных ИРИ возможны три варианта реализации способа захода на посадку. Предлагаемые способы захода самолета на посадку обеспечивают вывод самолета в точку начала снижения при отказах его бортовых средств радиосвязи и автоматических радиокомпасов или выходе из строя штатного радиотехнического оборудования аэродромов и могут использоваться как резервный способ захода на посадку самолетов, оснащенных СПО. Повышается безопасность полетов. 3 н.п. ф-лы, 3 ил.

2509684
выдан:
опубликован: 20.03.2014
БЛОК ПЕРЕКЛЮЧАТЕЛЕЙ РЕЗЕРВНОГО УПРАВЛЕНИЯ МЕХАНИЗАЦИЕЙ КРЫЛА САМОЛЁТА

Изобретение относится к области управления механизацией крыла самолета. Блок переключателей содержит силовой корпус в виде открытой рамы с прямоугольным контуром, в котором смонтированы две пары электромеханических тумблеров - переключателей приводов и выполненные с возможностью разъемной блокировки, состоящие каждая из двух соосных двуплечих рычагов. Две сдвоенные ручки управления установлены с возможностью одновременного или автономного воздействия на пары тумблеров. Силовой корпус снабжен осью, на которой установлены рычаги сдвоенной ручки. Тумблеры снабжены штоками с нажимными головками и смонтированы на раме ниже рычагов. Каждая пара рычагов снабжена поверху соосным пазом и откидным двуплечим блокирующим фиксатором с возможностью возвратно запирающего заведения верхнего плеча фиксатора в соосный паз двух рычагов, образующих пару в составе каждой сдвоенной ручки. Другое плечо каждого фиксатора подпружинено. Нижнее плечо каждого из рычагов рукоятки выполнено в виде управляющей вилки с возможностью заведения в нее соответствующей головки штока тумблера. Изобретение направлено на минимизацию затрат времени на задействование резервного управления. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

2507118
выдан:
опубликован: 20.02.2014
БЛОК ПЕРЕКЛЮЧАТЕЛЕЙ ПРИВОДОВ РЕЗЕРВНОГО УПРАВЛЕНИЯ МЕХАНИЗАЦИЕЙ ЗАКРЫЛКОВ

Изобретение относится к области переключателей приводов управления механизацией летательного аппарата. Блок переключателей содержит два электромеханических тумблера переключателей приводов и сдвоенную ручку управления, выполненную с возможностью разъемной блокировки, состоящую из двух соосных двуплечих рычагов и смонтированную в силовом корпусе блока с возможностью одновременного или автономного воздействия на указанные тумблеры. Рычаги снабжены поверху соосным пазом и откидным двуплечим блокирующим фиксатором с возможностью возвратно запирающего заведения верхнего плеча фиксатора в паз. Другое плечо фиксатора подпружинено. Блок переключателей смонтирован в силовом корпусе в виде рамы с осью, на которой установлены рычаги сдвоенной ручки. Тумблеры снабжены штоками с нажимными головками и смонтированы на раме ниже рычагов. Верхнее плечо каждого из рычагов снабжено поверху сквозным открытым соосным пазом, для возвратно-запирающего заведения верхнего плеча блокирующего двуплечего фиксатора, поворотно закрепленного в головной части одного из рычагов. Нижнее плечо каждого из рычагов рукоятки выполнено в виде управляющей вилки с возможностью заведения в нее головки штока тумблера. Изобретение направлено на сокращение времени введения в действие резервного управления. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

2507117
выдан:
опубликован: 20.02.2014
БЛОК ПЕРЕКЛЮЧАТЕЛЕЙ ПРИВОДОВ РЕЗЕРВНОГО УПРАВЛЕНИЯ МЕХАНИЗАЦИЕЙ ПРЕДКРЫЛКОВ

Изобретение относится к области переключателей приводов управления механизацией предкрылков. Блок переключателей содержит два электромеханических тумблера переключателей приводов, выполненные с возможностью разъемной блокировки, и состоящую из двух соосных двуплечих рычагов сдвоенную ручку управления, смонтированную в силовом корпусе блока с возможностью одновременного или автономного воздействия на указанные тумблеры. Рычаги снабжены поверху соосным пазом и откидным двуплечим блокирующим фиксатором с возможностью возвратно запирающего заведения верхнего плеча фиксатора в паз. Другое плечо фиксатора подпружинено. Блок переключателей смонтирован в силовом корпусе в виде рамы с осью, на которой установлены рычаги сдвоенной ручки. Тумблеры снабжены штоками с нажимными головками и смонтированы на раме ниже рычагов. Верхнее плечо каждого из рычагов снабжено поверху сквозным открытым соосным пазом, предназначенным для возвратно-запирающего заведения в него верхнего плеча блокирующего двуплечего фиксатора, поворотно закрепленного в головной части одного из рычагов. Нижнее плечо каждого из рычагов рукоятки выполнено в виде управляющей вилки с возможностью заведения в нее головки штока тумблера. Изобретение направлено на сокращение времени введения в действие резервного управления. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

2507116
выдан:
опубликован: 20.02.2014
СДВОЕННАЯ РУЧКА БЛОКА ПЕРЕКЛЮЧАТЕЛЕЙ РЕЗЕРВНОГО УПРАВЛЕНИЯ МЕХАНИЗАЦИЕЙ ПРЕДКРЫЛКОВ И ЗАКРЫЛКОВ КРЫЛА САМОЛЁТА

Изобретение относится к устройствам резервного управления механизацией крыла самолета. Сдвоенная ручка блока переключателей резервного управления включает два двуплечих рычага, соосно установленных с возможностью автономных и совместных поворотов при блокировке рычагов. Рычаги снабжены поверху соосным пазом и откидным двуплечим блокирующим фиксатором с возможностью возвратно запирающего заведения одного плеча фиксатора в паз. Другое плечо фиксатора подпружинено. Изобретение направлено на сокращение времени перевода ручки из нейтрального положения в активное полетное положение управления механизацией крыла самолета и наоборот - в разблокированное положение для контрольной по канальной проверки резерва управления механизацией. 4 ил.

2507115
выдан:
опубликован: 20.02.2014
ПУЛЬТ УПРАВЛЕНИЯ ЗАКРЫЛКАМИ И ПРЕДКРЫЛКАМИ КРЫЛА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА (ВАРИАНТЫ)

Группа изобретений относится к области авиационной техники. Пульт управления закрылками и предкрылками крыла летательного аппарата включает панель управления с командным блоком основного управления, блоками переключателей резервного управления и кнопочного переключателя режимов управления. Командный блок выполнен с силовым корпусом в виде секторной коробчатой рамы, в которой шарнирно вставлен рычаг основного управления с рукояткой и гашеткой. Рычаг выполнен двуплечим, снабжен двухконсольным коромыслом радиальной кривизны для крепления защитного поворотного фартука. Гашетка содержит корпус, состоящий из двух частей. Верхняя часть корпуса гашетки выполнена уширенной, а нижняя часть выполнена в виде протяженного элемента пошаговой фиксации рычага. На нижнем конце протяженный элемент выполнен сужающимся с функцией элемента запирающего устройства пошаговой фиксации положений рычага основного управления. Предусмотрено использование сдвоенных ручек блока резервного управления и системы быстрой блокировки. Группа изобретений направлена на улучшение эксплуатационных качеств, повышение надежности, снижение габаритов и массы блоков. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 6 ил.

2507114
выдан:
опубликован: 20.02.2014
ПЕРЕКЛЮЧАТЕЛЬ ОСНОВНОГО УПРАВЛЕНИЯ МЕХАНИЗАЦИЕЙ КРЫЛА САМОЛЕТА (ВАРИАНТЫ), РЫЧАГ ОСНОВНОГО УПРАВЛЕНИЯ МЕХАНИЗАЦИЕЙ КРЫЛА САМОЛЕТА, ГАШЕТКА КОМАНДНОГО БЛОКА ОСНОВНОГО УПРАВЛЕНИЯ МЕХАНИЗАЦИЕЙ КРЫЛА, СИЛОВОЙ КОРПУС КОМАНДНОГО БЛОКА ПЕРЕКЛЮЧАТЕЛЯ ОСНОВНОГО УПРАВЛЕНИЯ МЕХАНИЗАЦИЕЙ КРЫЛА САМОЛЕТА

Группа изобретений относится к устройствам управления системой механизации крыла и касается переключателей, корпусов, рычагов и гашеток. Переключатель основного управления механизацией крыла самолета включает связанные между собой командный и задающий блоки управления. Командный блок содержит двуплечий рычаг, который снабжен рукояткой с гашеткой. Рычаг выполнен с ломаной конфигурацией соединения плеч и установлен в силовом корпусе командного блока на шарнире с центром поворотов в точке пересечения центральных продольных осей плеч рычага. Плечи рычага соединены между собой под углом 120-150° в плоскости поворотов. Соединение командного блока с качалкой задающего блока выполнено посредством тандерной тяги, связывающей свободный конец нижнего плеча рычага со свободным концом качалки через два шарнира вращения. Гашетка содержит корпус, состоящий из двух частей, верхняя из которых выполнена уширенной, конгруэнтно вставляемой в гнездо в рукоятке рычага. Силовой корпус командного блока выполнен в виде сдвоенной коробчатой секторной рамы с клинообразно сужающимися к нижней части боковыми гранями и оснащен двумя криволинейными пластинами. Достигается повышение надежности, улучшение управления, а также повышение безопасности управления при снижении габаритов и веса конструкций. 5 н. и 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

2506201
выдан:
опубликован: 10.02.2014
ВАРИАТИВНОЕ РУЧНОЕ УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТОМ (ВАРИАНТЫ)

Изобретение относится к ручному управлению рулями высоты и направления и касается учебных самолетов. Вариативное ручное управление самолетом состоит из управляющих органов, управляемых элементов и кинематики между ними. При этом механизм управления содержит продольно закрепленный вал с поперечной горизонтальной вилкой и консольным перпендикулярным рычагом. В вилке закреплен Г-образный рычаг с ручкой управления на вертикальном конце и с продольным горизонтальным рычагом с шаровым шарниром на другом конце, который соединен тягой с двумя шаровыми шарнирами с вертикально качающимся рычагом. На вертикально качающемся рычаге и на консольном рычаге имеются отверстия для присоединения тяг управления креном и тангажом. Механизм управления вместо продольного вала может содержать продольно закрепленную крестовину с консольным вертикальным рычагом, на поперечных штырях которой закреплена вилка с ручкой управления и с рычагом, имеющим шаровой шарнир на конце. Также управляющий орган может быть соединен с управляемым элементом через одну или две пружины, расположенные у органа управления, или у управляемого элемента, или на элементах соединяющей их кинематики. Рычаг управления самолетом закреплен в шаровом или карданном шарнире. На нижнем продолжении рычага имеется крестообразный в сечении консольный рычаг, на ребрах которого имеются ряды отверстий для присоединения тяг управления креном и тангажом или их пружин. При использовании штурвала стойка штурвала крепится в плоском шарнире с возможностью качания в продольной плоскости, а к стойке крепится штурвал, соединенный параллелограммным механизмом с закрепленным в нижней части стойки крестообразным в сечении консольным рычагом, имеющим возможность качания в поперечной плоскости. Механизм управления может содержать демпферы, расположенные между управляющим органом и управляемым элементом, или между управляемым элементом и пружинами в системе управления. Достигается получение характеристик управления самолетом, субъективно аналогичных характеристикам управления другого самолета (имитация поведения в воздухе другой модели самолета), настройка на различные варианты управления. 5 н. и 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

2505456
выдан:
опубликован: 27.01.2014
ПРИВОД НЕСУЩЕЙ УПРАВЛЯЮЩЕЙ ПЛОСКОСТИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Изобретение относится к космической, ракетной и морской технике и касается раскрытия и автоматической установки в рабочее положение несущей управляющей плоскости летательного аппарата (ЛА). Привод несущей управляющей плоскости ЛА содержит неподвижно установленный корпус, силовой цилиндр, поршень со штоком, кинематически связанный с управляющей плоскостью. Силовой цилиндр установлен в корпусе на подшипниках с возможностью вращения относительно своей продольной оси. Надпоршневая полость камеры силового цилиндра выполнена в виде газовой герметичной и негерметичной полостей, а герметичная полость под поршнем заполнена жидкостью. В негерметичной газовой полости кинематическая связь штока поршня с управляющей плоскостью выполнена в виде качалки, рычага и соединяющих их осей. Оси качалки и рычага установлены на корпусе силового цилиндра. Рычаг жестко соединен с управляющей плоскостью. Отверстие в качалке для установки оси крепления качалки со штоком поршня выполнено в виде прорези. Достигается уменьшение массы и габаритов привода несущей управляющей плоскости ЛА при выполнении им продольного и вращательного движений. 2 ил.

2503919
выдан:
опубликован: 10.01.2014
ГИДРОСИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ПРИВОДАМИ СТВОРОК ЛЮКОВ ВОДОБАКОВ ПРОТИВОПОЖАРНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Изобретение относится к области самолетостроения, в частности к системам управления створками люков водобаков противопожарного летательного аппарата. Гидросистема управления приводами створок люков водобаков противопожарного летательного аппарата содержит минимальное количество трехпозиционных распределителей для управления створками люков водобаков и замками створок, гидроцилиндры створок с плавающими поршнями и гидроцилиндры замков створок. Гидросистема управления приводами створок люков водобаков выполнена так, что в линии подвода рабочей жидкости в штоковую полость каждого гидроцилиндра створок установлен челночный клапан. Один штуцер челночного клапана соединен линией на закрытие со своим трехпозиционным распределителем, а другой штуцер с общей линией на открытие от общего трехпозиционного распределителя через дроссель и общий для всех челночных клапанов двухпозиционный распределитель. Линия слива от этого двухпозиционного распределителя соединена с общей линией слива гидросистемы питания через обратный клапан. Дроссель может быть управляемым. Все перенастройки гидросистемы происходят при выборе режимов открытия створок во время полета самолета от места забора воды к пожару. Расширяются функциональные возможности путем обеспечения двух режимов открытия створок люков водобаков. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

2503586
выдан:
опубликован: 10.01.2014
СИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ УГЛОМ КУРСА И ОГРАНИЧЕНИЯ НОРМАЛЬНОЙ ПЕРЕГРУЗКИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Изобретение относится к системам автоматического управления (САУ) летательными аппаратами. Система состоит из последовательно соединенных: задатчика угла курса, первого элемента сравнения, вычислителя заданного угла крена, второго элемента сравнения, последовательно соединенных: вычислителя автопилота угла крена, сервопривода элеронов. Датчик угла курса летательного аппарата имеет выход, подключенный ко второму входу первого элемента сравнения, датчик угла крена летательного аппарата имеет выход, подключенный ко второму входу второго элемента сравнения и ко второму входу вычислителя автопилота угла крена. Система содержит последовательно соединенные: задатчик максимальной перегрузки, третий элемент сравнения, вычислитель автомата ограничения перегрузки и алгебраический селектор минимального сигнала, выход которого подключен ко входу вычислителя автопилота угла крена, выход второго элемента сравнения подключен ко второму входу алгебраического селектора минимального сигнала, выход датчика угла крена подключен ко второму входу вычислителя автомата ограничения перегрузки, датчик нормальной перегрузки летательного аппарата имеет выход, подключенный ко второму входу третьего элемента сравнения. Повышается точность ограничения нормальной перегрузки и плавность переходных процессов в САУ. 2 ил.

2503585
выдан:
опубликован: 10.01.2014
СПОСОБ ДОПОЛНИТЕЛЬНОГО ТОРМОЖЕНИЯ КОЛЕС ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

Изобретение относится к авиации, в частности к системам торможения колес шасси. Устройство торможения колес летательного аппарата включает в себя створки (6), соединенные друг с другом шарнирами (7) и пластинами (8) и повторяющие форму нижней половины фюзеляжа (1) в хвостовой его части (4), что обеспечивает их поворот относительно друг друга при выдвижении и уборке. Крайняя наружная створка (6) соединена шарнирно с двумя криволинейными рычагами (9), закрепленными шарнирно на конструкции фюзеляжа и имеющими шарнирную связь каждый со своим гидроцилиндром (10). Убираются створки (6) в специальные направляющие (5) на шарнирных колесиках. В момент касания колесами ВПП включается подача высокого давления в гидроцилиндры (10), штоки которых выдвигаются и заставляют поворачиваться криволинейные рычаги (9), увлекая за собой крайнюю и последующие створки, выдвигая их из направляющих (5) и устанавливая в положение, в котором они отклоняют газовый поток на 90° вверх. В таком положении створки находятся до конца пробега, после чего криволинейными рычагами (9) они убираются в направляющие (5) внутри фюзеляжа. Технический результат заключается в уменьшении длины пробега летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе. 2 ил.

2502638
выдан:
опубликован: 27.12.2013
ОПОРНАЯ СБОРКА ПРЕДКРЫЛКА

Изобретение относится к опорной сборке предкрылка и к крылу летательного аппарата. Крыло летательного аппарата имеет предкрылок и опорную сборку предкрылка. Опорный рычаг предкрылка является сконфигурированным так, что он выходит из зацепления с обоймой, находящейся на расстоянии дальше всего от передней кромки крыла, когда предкрылок достиг своего полностью выпущенного положения. Опорная сборка предкрылка содержит опорный рычаг предкрылка, имеющий множество опорных поверхностей, тянущихся по его длине, и множество цилиндрических роликовых подшипников. Опорный рычаг предкрылка является подвижным, чтобы выпускать предкрылок, прикрепленный к одному концу упомянутого опорного рычага предкрылка, из передней кромки крыла летательного аппарата. Каждый подшипник находится в контакте качения со связанной опорной поверхностью, чтобы поддерживать опорный рычаг предкрылка и направлять его во время выпуска и уборки предкрылка. Каждый подшипник имеет ось вращения, которая параллельна его опорной поверхности. Опорная сборка предкрылка содержит пару смежных верхних опорных поверхностей, каждая верхняя опорная поверхность является расположенной под углом относительно смежной верхней опорной поверхности, так что подшипник, связанный с каждой верхней опорной поверхностью, не разделяет общую ось с подшипником. Достигается уменьшение веса сборки. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 7 ил.

2502636
выдан:
опубликован: 27.12.2013
Наверх