Регулируемые поверхности управления или их элементы, например рули: .установка и крепление – B64C 9/02

Изобретение относится к механизму навески элемента механизации крыла на основной части крыла. Устройство уборки и выпуска элемента механизации крыла летательного аппарата включает в себя два механизма навески, расположенных сбоку друг от друга в направлении размаха крыла, и устройство привода для перемещения элемента механизации крыла относительно основной части крыла. Механизм навески содержит первое звено, соединенное с основной частью крыла первым шарниром с образованием первой оси вращения, второе звено, третье звено, соединенное со вторым звеном вторым шарниром с образованием второй оси вращения и соединенное с элементом механизации крыла четвертым шарниром, тягу. Тяга соединена первым шаровым шарниром со вторым звеном и вторым шаровым шарниром с элементом механизации крыла. Первое звено и второе звено соединены друг с другом средним шарниром с образованием третьей оси вращения. Первая, вторая и третья оси вращения при любом положении элемента механизации крыла проходят через общий полюс. Достигается минимизация внутренних усилий и механических напряжений. 2 н. и 15 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к уплотнительному элементу несущей поверхности, расположенному между двумя компонентами рулевой поверхности воздушного судна для закрытия изменяемой по ширине щели между ними. Уплотнительный элемент содержит участок крепления для соединения с первым компонентом, первую полку и вторую полку, отходящие от участка крепления и отстоящие друг от друга так, чтобы принимать между собой второй компонент. Уплотнительный элемент также содержит первый повышающий жесткость элемент, выполненный с возможностью частичного ограничения взаимного перемещения первой и второй полок. Первый повышающий жесткость элемент выполнен цельным и содержит первый повышающий жесткость рычаг и второй повышающий жесткость рычаг. Первый повышающий жесткость рычаг находится внутри или рядом с первой полкой, а второй повышающий жесткость рычаг находится внутри или рядом со второй полкой так, что взаимное перемещение первой и второй полок частично ограничено первым повышающим жесткость элементом. При изготовлении уплотнительного элемента обеспечивают форму, соответствующую внешнему контуру уплотнительного элемента, имеющего участок крепления и первую и вторую полки, отходящие от участка крепления. Обеспечивают один повышающий жесткость элемент внутри формы. Вводят уплотнительный материал в форму для частичного заполнения пространства вокруг повышающего жесткость элемента. Затем отверждают уплотнительный материал и извлекают уплотнительный элемент из формы. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретение относится к конструктивному сопряжению переднего фитинга стабилизатора летательного аппарата (ЛА). Передний узел крепления стабилизатора, сопрягаемый с работающим на растяжение соединением двух боковых кессонов стабилизатора, содержит передний фитинг, переднюю работающую на сдвиг панель, верхнюю работающую на сдвиг панель, нижнюю работающую на сдвиг панель и соединительную деталь в виде стойки для присоединения нервюры к лонжерону. Передний фитинг содержит центральную часть и две боковые части, образующие цельную деталь из композиционного материала. Центральная часть содержит прямоугольное основание, две параллельные друг другу и симметричные боковые стенки, верхнюю и нижнюю стенки. Из боковых стенок выступают отдельные проушины, расположенные в одной плоскости с соответствующими боковыми стенками. Верхняя и нижняя стенки более короткие, чем боковые стенки, непараллельны друг другу и несимметричны. Нижняя стенка выгнута и обращена вогнутой поверхностью к верхней. Две боковые части имеют боковую сторону, симметричную каждой из снабженных проушиной боковых стенок центральной части. Каждая боковая сторона боковых стенок также имеет проушину с отверстием и выступающий край, проходящий вдоль почти всего ее наружного контура. Достигается обеспечение соединения, работающего на растяжение, минимальной передачи нагрузок, передаваемых боковым кессонам стабилизатора, снижение веса. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к опорному узлу для направления закрылка во время развертывания на крыле самолета. Опорный узел содержит направляющую дорожку, задающую двухмерный путь, цилиндрический подшипниковый ведомый элемент, имеющий продольную ось, вал и сферическую опору. Ось подшипникового ведомого элемента ограничена для того, чтобы следовать по указанному пути во время развертывания закрылка. Вал проходит от подшипникового ведомого элемента. Сферическая опора соединяет конец вала с подшипниковым ведомым элементом таким образом, что подшипниковый ведомый элемент является вращаемым относительно вала вокруг продольной оси подшипникового ведомого элемента, когда он перемещается по дорожке. Сферическая опора обеспечивает угловой поворот вала вокруг центральной точки сферической опоры так, что закрылок, поддерживаемый указанным узлом, является свободным для перемещения во многих направлениях. Направляющая дорожка может быть прикреплена к элементу конструкции авиационного крыла или к закрылку, а линейный опорный элемент может быть прикреплен к закрылку или к крылу на валу соответственно. Достигается возможность направления закрылка по трехмерной траектории во время развертывания, уменьшение проскальзывания и истирания подшипникового ведомого элемента. 3 н. и 15 з.п. ф-лы, 9 ил.

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.

Аэродинамическое тело, которое посредством регулирующего устройства выполнено с возможностью регулировки относительно основного крыла летательного аппарата. В связи с его регулировкой на боковом конце (E1, E2) образуется изменяемая щель (G) между аэродинамическим телом и другим аэродинамическим телом или деталью фюзеляжа или основным крылом. Устройство (1) перекрытия щели с деталью (20) обшивки, которая простирается вдоль щели (G) и перекрывает внешнюю обшивку аэродинамического тела в направлении (SW1, SW2) размаха на его торце таким образом, что деталь (20) обшивки является телескопически перемещаемой относительно этого аэродинамического тела в направлении (SW1, SW2) размаха. Первый вариант крыла для летательного аппарата с основным крылом и множеством расположенных рядом друг с другом поперек направления (S1) глубины крыла аэродинамических тел (A1, А2). Второй вариант крыла для летательного аппарата с основным крылом и регулируемым относительно него посредством регулирующего устройства и расположенным поперек направления (S1) глубины крыла вблизи детали фюзеляжа или основного крыла аэродинамическим телом (A1, A2). Группа изобретений направлена на повышение аэродинамической эффективности за счет уплотнения щели между конструктивными деталями. 3 н. и 18 з.п. ф-лы, 18 ил.

Изобретение относится к поверхностям управления для летательного аппарата. Поверхность (3) управления содержит два силовых привода (15), основную закрывающую нервюру (9), расположенную на одном конце поверхности (3) управления. Основная закрывающая нервюра (9) соединена с основной торсионной штангой (8). Основная торсионная штанга (8) соединена как одно целое с рычажной системой (14). При этом два силовых привода (15) действуют таким образом, что есть возможность действовать на поворот поверхности (3) управления в процессе полета летательного аппарата. Поверхность управления (3) также содержит второстепенную торсионную штангу (11). Второстепенная торсионная штанга (11) концентрична с основной торсионной штангой (8) и расположена внутри. Второстепенная торсионная штанга (11) соединена как одно целое с рычажной системой (14) и с второстепенной закрывающей нервюрой (28) поверхности (3) управления. Достигается уменьшение размера и изгибающих нагрузок на шарнирные детали, увеличение ограниченной площади кессонной конструкции несущей поверхности, увеличение жесткости, уменьшение усилий, необходимых для приведения в движение, уменьшение массы силовых приводов. 9 з.п. ф-лы, 7 ил.

Группа изобретений относится к области авиации. Самолет содержит фюзеляж, кабину экипажа, крыло с развитой механизацией передней и задней кромок, вертикальное и горизонтальное оперение, силовую установку, коробку самолетных агрегатов, системы управления самолетом и двигателями, топливную, гидравлическую и воздушную системы, переднюю и главные стойки шасси, систему торможения при посадке. Кабина экипажа выполнена с возможностью трансформирования из одноместного в двухместный вариант с тандемным размещением пилотов в переднем и заднем отсеках кабины экипажа в общей герметичной зоне под одним фонарем. В одноместном варианте в кабине экипажа, в ее заднем отсеке, размещен вкладной топливный бак. Адаптивные носки крыла отклоняются автоматически на всех режимах полета. В полете отклонение адаптивных носков осуществляется в соответствии с заданным законом. Система индикации по углу атаки содержит три световых поля: центральное, выполненное в виде полосы, верхнее и нижнее, выполненные в виде ряда дискретно расположенных полос в форме прямоугольников. Группа изобретений направлена на расширение функциональной возможности путем преобразования из одноместного в двухместный вариант и использования для взлетов с малоподготовленных аэродромов. 3 н. и 34 з.п. ф-лы, 11 ил.

Группа изобретений относится к авиации. Самолет содержит фюзеляж, кабину экипажа, складывающееся крыло с развитой механизацией передней и задней кромок, вертикальное и горизонтальное оперение, силовую установку, коробку самолетных агрегатов, системы управления самолетом и двигателями, топливную, гидравлическую и воздушную системы, переднюю и главные стойки шасси, систему торможения при посадке. Кабина экипажа выполнена с возможностью трансформирования из одноместного в двухместный вариант с тандемным размещением пилотов под одним фонарем. В одноместном варианте в кабине экипажа, в ее заднем отсеке, размещен вкладной топливный бак. Адаптивные носки, вихревые щитки, закрылки и концевые флапероны позволяют осуществить управление самолетом. Способ управления самолетом заключается в изменении кривизны профиля крыла. Система индикации по углу атаки содержит три световых поля: центральное, выполненное в виде полосы, верхнее и нижнее, выполненные в виде ряда дискретно расположенных полос в форме прямоугольников. Группа изобретений направлена на взлет с малоподготовленных аэродромов и/или с взлетно-посадочных полос короткой протяженности, а также повышение безопасности полета. 3 н. и 34 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение может быть использовано для поиска и спасения людей в сложных гидрометеорологических условиях, а также в условиях отсутствия прямой связи со спасателями. Способ основан на том, что в зону бедствия направляют беспилотный летательный аппарат вертолетного типа, осуществляя поиск терпящих бедствие людей пассивным сканированием акватории в различных спектральных диапазонах длин волн, преимущественно в инфракрасном и сантиметровом диапазонах. Полет производят в управляемом режиме, а после обнаружения терпящих бедствие людей переводят аппарат в режим зависания, отслеживая их перемещение и периодически определяя свои координаты, а спасательные средства направляют по этим координатам. Полет аппарата в управляемом режиме производят по спиральной траектории, преимущественно в виде архимедовой спирали. Сканирование осуществляют по обе стороны от текущего направления полета, задавая шаг спирали, не превышающий половины ширины области сканирования. Обнаруживают людей путем выявления на сканируемой поверхности локальных температурных контрастов преимущественно в инфракрасном диапазоне и в сантиметровом диапазоне длин волн. Затем прекращают полет аппарата по спиральной траектории, направляют его в зону выявленных контрастов. При обнаружении распределенного в виде пятна характера контраста температуры производят попытки установить акустический или оптический контакт, а при отсутствии таких контактов возвращают аппарат в исходную точку спиральной траектории и продолжают поиск. Повышается эффективность поиска и спасения терпящих бедствие людей в сложных гидрометеорологических условиях при условии отсутствия у людей устройств для подачи сигналов бедствия и определения своих координат. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Руль (100) направления коммерческого самолета разрезан по длине в одной зоне на части (100а, 100b) так, что они могут быть развернуты с помощью приводного механизма (103) против воздушного потока, обтекающего самолет, для его торможения. Изобретение направлено на снижение шума при посадке. 15 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к регулируемым поверхностям управления (рулям). Аэродинамический орган управления летательного аппарата содержит консольно закрепленную на корпусе неподвижную аэродинамическую поверхность, рулевую поверхность, ее ось вращения и размещенный в корпусе летательного аппарата привод. Рулевая поверхность размещена в площади неподвижной аэродинамической поверхности вблизи ее бортовой хорды с отступом от кромок и концевой хорды. Достигается упрощение конструкции крепления органов управления. 2 ил.

Изобретение относится к области управления летательными аппаратами. Складная рулевая поверхность беспилотного летательного аппарата выполнена с обратной стреловидностью, закреплена на корпусе летательного аппарата и может поворачиваться относительно оси вращения, проходящей через точку ее крепления к корпусу летательного аппарата и перпендикулярной срединной поверхности складной рулевой поверхности. В сложенном виде складная рулевая поверхность расположена вдоль корпуса летательного аппарата по направлению движения и против набегающего потока. Раскрытие складной рулевой поверхности беспилотного летательного аппарата осуществляется с помощью исполнительного раскладывающего элемента и набегающего потока. Изобретение направлено на повышение противофлаттерных характеристик, уменьшение времени раскрытия и упрощение процесса раскрытия. 1 ил.

Изобретение относится к сочленению для соединения конструкционных элементов. Сочленение для соединения подвижных относительно друг друга конструкционных элементов по соответствующим продольным сторонам содержит, по меньшей мере, две взаимодействующие ленты сочленения, которые своими первыми концами закреплены соответственно на ориентированных противоположно друг к другу сторонах первого конструкционного элемента, а своими вторыми концами - соответственно на ориентированных противоположно друг другу и противоположно соответствующим сторонам первого конструкционного элемента сторонах второго конструкционного элемента. Согласно первому варианту ленты выполнены из по меньшей мере двух слоев и в своем продольном направлении проходят под углом к осевому направлению структурного сочленения, причем для восприятия передаваемых через сочленение усилий сдвига угол составляет угол, не равный 90°, а слои ленты не закреплены друг с другом в свободной области сочленения. Согласно второму варианту между обращенными друг к другу сторонами конструкционных элементов расположен, по меньшей мере, один опорный элемент. Согласно третьему варианту ленты посредством выполненного с возможностью изменения длины в продольном направлении ленты зажимного элемента закреплены, по меньшей мере, на одном конструкционном элементе. В результате сочленение является простым в установке и изготовлении. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к сочленению конструктивных элементов. Сочленение для соединения продольной стороны первого конструкционного элемента с верхней стороной второго конструкционного элемента содержит, по меньшей мере, две взаимодействующие ленты, которые своими первыми концами закреплены соответственно на различных, расположенных противоположно друг к другу сторонах первого конструкционного элемента и своими вторыми концами закреплены соответственно на зажимном элементе, расположенном на втором конструкционном элементе. Упомянутые взаимодействующие ленты в области между конструкционными элементами пересекают продольную среднюю ось первого конструкционного элемента в противоположных направлениях. Сочленение содержит также расположенный, по меньшей мере, на одном зажимном элементе опорный элемент для опирания первого конструкционного элемента. Ленты сбоку от опорного элемента перекрещиваются друг с другом в осевом направлении и закреплены между зажимным элементом и вторым конструкционным элементом. В результате достигается простота в изготовлении и установке сочленения. 8 з.п. ф-лы., 7 ил.

Изобретение относится к авиации и касается аэродинамики органов управления летательного аппарата (ЛА). Один из вариантов способа управления ЛА заключается в том, что для управления распределением давления по несущей поверхности и положением ЛА отклоняют заднюю кромку несущей поверхности и щитки. При управлении распределением давления на крыле одновременно и совместно с отклонением на крыле задней кромки вверх на верхней поверхности каждого крыла отклоняют вверх верхний щиток крыла, а при отклонении кромки вниз, соответственно, на нижней поверхности каждого крыла отклоняют вниз нижний щиток крыла. При управлении распределением давления на вертикальном оперении (ВО) одновременно и совместно с отклонением задней кромки руля направления влево отклоняют влево щиток на левой поверхности ВО, а при отклонении задней кромки руля направления вправо, соответственно, отклоняют вправо щиток на правой поверхности ВО. Согласно одному из вариантов реализации устройства для управления ЛА, оно содержит отклоняемые заднюю кромку несущей поверхности и щитки, а также приводы для их отклонения. Щитки установлены на верхней и нижней поверхностях крыла на участке впереди оси поворота внешней секции элерона до оси жесткости крыла. Ось поворота каждого щитка ориентирована вдоль размаха крыла. Каждый из щитков отличается по размаху от элерона не более, чем на 50%. Каждый щиток и элерон снабжены индивидуальными приводами для их независимого отклонения при отсутствии кинематической связи щитков с элероном. На ВО щитки установлены на левой и правой поверхностях ВО на участке впереди оси поворота руля направления до оси жесткости ВО. Ось поворота каждого щитка ориентирована вдоль размаха ВО. Каждый из щитков имеет тот же размах, что и руль направления. Каждый щиток, а также руль направления снабжены индивидуальными приводами для их независимого отклонения при отсутствии кинематической связи щитков с рулем направления. Технический результат состоит в снижении потерь на аэродинамическое сопротивление, в частности, при управлении самолетом, в уменьшении неблагоприятного крутящего момента, а также в упрощении конструкции самолета. 7 н.п. ф-лы, 21 ил.