Привід управління рухомою аеродинамічною поверхнею крила літака

Реферат: Привід управління рухомою аеродинамічною поверхнею крила літака, що приєднана до нерухомої відносно фюзеляжу аеродинамічної поверхні літака з можливістю її повороту, включає встановлений у порожнині нерухомої відносно фюзеляжу аеродинамічної поверхні літака рушій з вихідною обертовою ланкою, з'єднаною з рухомою аеродинамічною поверхнею крила літака. Як рушія застосований сервопривід, вихідна обертова ланка рушія виконана у вигляді щонайменше одного торсіона, один кінець якого з'єднаний з валом сервопривода і проходить через опорний підшипник та ролик, встановлений у підшипнику ковзання, що має прямокутний проріз, торсіон має щонайменше один вигин, вісь обертання якого співпадає з віссю обертання рухомої аеродинамічної поверхні крила літака, і встановлений у ролику підшипника ковзання з можливістю описування конічної поверхні і шляхом взаємодії з рухомою аеродинамічною поверхнею крила літака зміни її кутового положення. UA 79830 U (12) UA 79830 U UA 79830 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Пропонована корисна модель належить до галузі авіації, а саме, до систем управління літаком, а більш конкретно - до приводу управління рухомою аеродинамічною поверхнею крила літака - закрилками та/або елеронами. Найбільш близьким до пропонованого за кількістю суттєвих ознак є привід управління рухомою аеродинамічною поверхнею крила літака, що приєднана до нерухомої відносно фюзеляжу аеродинамічної поверхні крила літака з можливістю її обертання (повороту), і включає встановлений у порожнині нерухомої відносно фюзеляжу аеродинамічної поверхні крила літака рушій з вихідною обертовою ланкою, з'єднаною з рухомою аеродинамічною поверхнею літака [Патент РФ № 2442721, МПК В64С13/42 (2006.01), Опубліковано: 20.02.2012]. Особливістю згаданого приводу є застосування у ньому редуктора з двоступеневою хвильовою передачею, обертова ланка якої виготовлена у вигляді вихідного порожнистого вала з фланцем, закріпленим на рухомій аеродинамічній поверхні. Але, привід, що включає потужний -1 електродвигун з частою обертання ротора 5000-25000 хвилин , вал якого з'єднаний через двоступеневий хвильовий редуктор з рухомою аеродинамічною поверхнею, є досить складною, важкою і недостатньо надійною конструкцією. Цей висновок ґрунтується на тому, що принцип роботи хвильової передачі базується на циклічному збуджуванні хвиль деформації у гнучкому елементі передачі, а тому експлуатаційні можливості хвильової передачі залежать від стабільності навколишньої температури. В той же час літак зазнає впливу коливань температури у діапазоні від +60 (на летовищі) до -70 °C (у польоті), а тому метал хвильової передачі вже через деякий час експлуатації накопичує певну термічну втому, яка може призводити до руйнування гнучкого елемента передачі, що зменшує надійність згаданого привода у цілому і позначається на безпеці повітряного судна. Тому у основу пропонованої корисної моделі поставлена задача створення такого приводу управління рухомою аеродинамічною поверхнею крила літака, який би був більш простим і надійним. Поставлена задача вирішується за рахунок створення умов для застосування у конструкції привода торсіона, який одним кінцем з'єднаний з валом сервоприводу, а другим - з рухомою аеродинамічною поверхнею літака. Поставлена задача вирішується тим, що привід управління рухомою аеродинамічною поверхнею крила літака, що приєднана до нерухомої відносно фюзеляжу аеродинамічної поверхні крила літака з можливістю її обертання (повороту), включає встановлений у порожнині нерухомої відносно фюзеляжу аеродинамічній поверхні крила літака рушій з вихідною обертовою ланкою, з'єднаною з рухомою аеродинамічною поверхнею крила літака, а, відповідно до пропонованої корисної моделі, як рушій застосований сервопривід, вихідна обертова ланка виконана у вигляді щонайменше одного торсіона, один кінець якого з'єднаний з валом сервопривода і проходить через опорний підшипник та ролик, встановлений у підшипнику ковзання, що має прямокутний проріз, торсіон має щонайменше один вигин, вісь обертання якого співпадає з віссю обертання рухомої аеродинамічної поверхні крила літака, і встановлений у ролику підшипника ковзання з можливістю описування конічної поверхні і шляхом взаємодії з рухомою аеродинамічною поверхнею крила літака зміни її кутового положення. Сервопривід (слідкуючий привід) - привід з управлінням через негативний зворотній зв'язок, який дозволяє точно керувати параметрами руху, завдяки забезпеченню його датчиком кута повороту вихідного вала редуктора (енкодером). Торсіон - це пружина у вигляді вала, що працює на кручення, тобто вал, що має прогнозований опір крученню. При цьому шляхом завдання певних параметрів торсіону та його вигину, а також певного повороту вала сервопривода і разом з ним торсіона, задають параметри зміни кутового положення рухомій аеродинамічній поверхні крила літака - закрилкам та/або елеронам. Торсіон, завдяки прогнозованому опору крученню, поглинає пікові навантаження та забезпечує зміну кутового положення рухомої аеродинамічної поверхні крила літака, жодним чином не пошкоджуючи її. Суть пропонованої корисної моделі пояснюється схематичними кресленнями. На фіг. 1 показаний вид збоку на пропонований привід. На фіг. 2 показаний вид зверху на пропонований привід. На фіг. 3, 4 показана роботу пропонованого привода, розташованого у порожнині крила. На фіг. 5, 6, 7, 8 показані залежності обертового моменту (М), що виникає у механізмі приводу двох різних виконавчих систем за однакових умов навантаження. Пропонований привід складається із встановленого у порожнині крила 1 сервопривода 2, торсіона 3 й опорного підшипника 4. Рухомі аеродинамічні поверхні крила 5 і 6 шарнірно з'єднані з крилом 1 і забезпечені встановленими у їх порожнинах підшипниками ковзання 7 і 8, 1 UA 79830 U 5 10 15 20 25 30 35 40 відповідно. У кожному підшипнику 7 і 8 є прямокутний проріз, в якому розміщені ролики 9 з можливістю обертання на торсіоні 3, що проходить через них. Торсіон 3 може мати один чи два вигини - в залежності від кількості рухомих аеродинамічних поверхонь 5 і 6 та проходить від сервопривода(торсіона) 2 через опорний підшипник 4 у підшипники ковзання 7 і 8. Ділянки вигинів торсіона 3 співпадають з осями 10 та 11 обертання рухомих аеродинамічних поверхонь 5 і 6. Привід забезпечений блоком управління сервоприводом - програмованим логічним контролером (ПЛК) та датчиком кута повороту вала сервопривода /не показано/. Попередньо до встановлення пропонованого приводу у крилі літака експериментальнорозрахунковим методом визначають геометричні параметри торсіона 3 і його вигинів, матеріал для виготовлення торсіона, а також відповідність значення кута повороту вала сервопривода 2 куту кожного вигину відносно осі торсіона 3, забезпечуючи умову, при якій місце перегину торсіона має співпадати з віссю обертання рухомої аеродинамічної поверхні 5 або 6. Після визначення зазначених параметрів у відповідності до них виготовляють пропонований привід. Частину виготовленого приводу разом із сервоприводом 2 встановлюють у порожнині крила 1, а іншу - у порожнинах рухомих аеродинамічних поверхонь 5 і 6. Блок управління сервоприводом може бути розміщений у фюзеляжі або у кабіні пілота. Пропонований привід працює так. З блока управління сервоприводом до сервоприводу 2 надходить сигнал, який надає обертального руху валу сервоприводу 2. Вал сервоприводу 2, обертаючись навколо своє осі, примушує кожний вигин торсіона 3, що обертається, описувати у просторі конічну поверхню, а через взаємодію з відповідними рухомими аеродинамічними поверхнями крила літака 5 та 6 змінювати їх кутове положення. На фіг. 5 та фіг. 6 зображено, відповідно, безпосередній привід аеродинамічної поверхні 5 від сервоприводу 2 та за допомогою торсіона 3 пропонованого приводу. В першому варіанті (фіг. 5) обертовий момент М1 лінійно зростає при збільшенні кута нахилу аеродинамічної поверхні 5 завдяки тому, що плече сили ½ L лишається незмінним в той час, як сила F зростає. В другому варіанті (фіг. 6), при збільшенні кута нахилу аеродинамічної поверхні 5 сила F зростає, а плече сили В зменшується від максимального значення до нуля, що разом призводить до перевернутої параболічної залежності моменту М2. На фіг. 5 та фіг. 6 для спрощення розглянуто випадок з однією рухомою поверхнею. Аналіз сил, що діють у пропонованому приводі під час повороту поверхонь 5 і 6, показує виграш по силі приблизно у два рази порівняно із приводом-найближчим аналогом, що дозволяє суттєво зменшити вагу пропонованого приводу. Крило 1 і рухомі аеродинамічні поверхні 5 і 6 не потребують для їх взаємодії посилених шарнірів та інших конструктивних елементів, а тому можуть бути виготовлені навіть з пластику з пористим наповнювачем. У пропонованому приводі може бути застосований сервопривід як з повним кутом повороту (обертання), так із обмеженим. При застосуванні сервоприводу з обмеженим кутом повороту розмір підшипників ковзання 7 і 8 може бути зменшеним. Торсіон 3 може бути виготовлений із звичайної ресорно-пружної сталі, яка забезпечує його надійну роботу у температурному діапазоні від +60 до -70 °C. Зважаючи на простоту, пропонована конструкція є більш надійною за конструкціюнайближчий аналог. ФОРМУЛА КОРИСНОЇ МОДЕЛІ 45 50 55 Привід управління рухомою аеродинамічною поверхнею крила літака, що приєднана до нерухомої відносно фюзеляжу аеродинамічної поверхні літака з можливістю її повороту, що включає встановлений у порожнині нерухомої відносно фюзеляжу аеродинамічної поверхні літака рушій з вихідною обертовою ланкою, з'єднаною з рухомою аеродинамічною поверхнею крила літака, який відрізняється тим, що як рушій застосований сервопривід, вихідна обертова ланка рушія виконана у вигляді щонайменше одного торсіона, один кінець якого з'єднаний з валом сервопривода і проходить через опорний підшипник та ролик, встановлений у підшипнику ковзання, що має прямокутний проріз, торсіон має щонайменше один вигин, вісь обертання якого співпадає з віссю обертання рухомої аеродинамічної поверхні крила літака, і встановлений у ролику підшипника ковзання з можливістю описування конічної поверхні і шляхом взаємодії з рухомою аеродинамічною поверхнею крила літака зміни її кутового положення. 2 UA 79830 U 3 UA 79830 U 4 UA 79830 U Комп’ютерна верстка І. Мироненко Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 5