МЕХАНИЗМ ПРИВОДА ПЕРЕДНИХ СТВОРОК НИШИ ШАССИ САМОЛЕТА
AIRCRAFT LANDING GEAR WELL FRONT FLAP DRIVE

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к механизмам, осуществляющим открытие и закрытие створок ниши шасси самолета в процессе выпуска и уборки передней опоры шасси.
Известен механизм управления створками ниши шасси летательного аппарата, в котором створки управляются гидроцилиндром, снабженным двухсторонним шариковым замком. Движение от гидроцилиндра через редуктор передается на створки (авторское свидетельство СССР №145135, НКИ 62d 1602., заявл. 4.07.1960 г., опубл. в Бюллетене изобретений №4 за 1962 г.).
Известен механизм управления створкой опоры шасси летательного аппарата, в котором устройство навески створки опоры шасси включает створку, соединенную с конструкцией летательного аппарата с возможностью поворота, и механизм привода створки. Оси вращения опоры и створки выполнены скрещивающимися и расположены впереди колес опоры для обеспечения смещения створки вперед при выпуске шасси (патент РФ №1834190, МПК6 В64С 25/10, опубл. 09.08.1995 г.).
Известен механизм управления створкой шасси летательного аппарата, в котором поворотная створка посредством кронштейнов навешена на траверсе, неподвижно закрепленной на конструкции летательного аппарата. Также на траверсе располагается шарнирный узел крепления механизма привода створки (патент РФ №1826417, МПК6 В64С 25/16, заявл. 11.02.1991 г., опубл. 09.08.1995 г.).
Известен механизм управления створкой ниши шасси летательного аппарата, который содержит тягу с осевым узлом вращения, шарнирно закрепленную на поворотном узле створки и соединенную с узлом опоры шасси. Механизм управления створкой ниши шасси снабжен качалкой, одним концом шарнирно закрепленной на узле опоры шасси, а другим концом шарнирно соединенной с осевым узлом вращения, причем ось вращения тяги относительно качалки перпендикулярна оси вращения качалки относительно узла опоры шасси (авторское свидетельство СССР №1462654, В64 С25/16 2004).
К недостаткам аналогов относится то, что передача движения осуществляется при помощи редукторов и гидроцилиндров с замками. Такие устройства сложны в эксплуатации и требуют тщательной регулировки. Кроме того, гидравлические приводы требуют наличия согласующих устройств, отвечающих за последовательность процесса уборки-выпуска шасси.
Ближайшим аналогом заявленного изобретения является техническое решение механизма управления створками люка шасси летательного аппарата, известное из авторского свидетельства СССР 195326 (МПК В64с, заявл. 12.05.1966 г., опубл. 12.04.1967 г.). Это техническое решение состоит из двуплечей (промежуточной) качалки, одно плечо которой соединено тягой с амортизационной стойкой, другое плечо основной тягой соединено со створкой ниши шасси. Двуплечая (промежуточная) качалка в этом решении закреплена на фюзеляже самолета. Створка шарнирно соединена с конструкцией фюзеляжа. В этом решении оси шарниров соединения второй тяги со створкой параллельны плоскости симметрии самолета. Оси шарниров качалки и первой тяги перпендикулярны плоскости симметрии самолета.
При выпуске амортизационной стойки первая тяга проворачивает качалку и посредством основной тяги открывает створку. В момент полного открытия створки амортизационная стойка находится в промежуточном положении. При дальнейшем движении амортизационной стойки на выпуск первая тяга поворачивает качалку, а вторая тяга закрывает створку. При полностью выпущенной амортизационной стойке створка полностью закрывается. При уборке амортизационной стойки в нишу привод осуществляет сначала открытие передних створок, а потом их закрытие.
Полное открытие створки ниши шасси при использовании этого технического решения достигается при отклонении амортизационной стойки от убранного положения в нише шасси на угол от 30 до 50 градусов. Это обуславливает использование этого решения только для относительно коротких опор шасси, у которых колесо передней опоры в убранном положении в нише шасси лежит на достаточно большом расстоянии от закрытой створки. Однако в самолетах, спроектированных, например, по схеме низкоплана, передние опоры шасси имеют увеличенную длину и размещены в сложенном положении в нише передней опоры шасси с минимальными зазорами относительно передних створок ниши шасси. Это делает неэффективным использование этого решения механизма привода створок шасси в ряде схем шасси. Так, использование такого механизма открытия передних створок ниши шасси самолета при небольших зазорах между амортизационной стойкой в убранном положении и передними створками требует использования механизма с малыми плечами, что ведет к снижению жесткости механизма, а в убранном положении амортизационной стойки для предотвращения отсоса створок и предотвращения ухудшения аэродинамических характеристик самолета необходима установка специальных замков створок и системы, обеспечивающей открытие и закрытие этих замков.
Технической задачей, решаемой заявляемым изобретением, является разработка компактного механизма привода передних створок ниши шасси самолета, связанного с подвижными элементами опоры шасси, позволяющего производить открытие и закрытие створок при выпуске амортизационной стойки и их открытие и закрытие при уборке амортизационной стойки в нишу при минимальных зазорах между опорой в сложенном в нишу шасси положением и закрытыми передними створками в сочетании с высокой жесткостью механизма и небольшой массой.
Поставленная техническая задача решается следующим образом.
Механизм привода передних створок ниши шасси самолета в соответствии с заявляемым решением содержит подкос, составленный из верхнего и нижнего звеньев, двуплечую ведущую и трехплечую ведомую качалки, первую и вторую тяги, пару шарнирно соединенных с передними створками ниши шасси основных тяг. При этом в заявляемом решении нижнее звено подкоса шарнирно соединено с амортизационной стойкой шасси. Один конец верхнего звена подкоса шарнирно соединен с нижним звеном подкоса, а его другой конец двумя соосными шарнирами, разнесенными по разные стороны от плоскости симметрии самолета, закреплен на фюзеляже самолета и шарниром, размещенным вблизи плоскости симметрии самолета, соединен с ведомой качалкой. Кроме того, в заявляемом решении ведущая качалка закреплена на верхнем звене подкоса между шарнирами его соединения с ведомой качалкой и с нижним звеном подкоса. Одно плечо ведущей качалки соединено с первой тягой, шарнирно закрепленной на фюзеляже, а другое плечо соединено со второй тягой, шарнирно соединенной с ведущим плечом ведомой качалки. Концы ведомых плеч ведомой качалки в предложенном решении расположены по разные стороны от плоскости симметрии самолета и шарнирно соединены с упомянутыми основными тягами.
Техническим результатом от использования предложенного решения механизма привода створок ниши шасси самолета является возможность создания механизма, кинематическая схема которого обеспечивает ускоренное полное раскрытие створок ниши шасси при выпуске амортизационной стойки при относительно небольших углах отклонения (15…25 градусов) амортизационной стойки от исходного убранного положения в нише шасси и «затянутое» положение передних створок в полностью открытом положении при дальнейшем отклонении амортизационной стойки от сложенного положения на угол до 50…70 градусов. Это обеспечивает выпуск амортизационной стойки, размещенной в убранном положении в нише шасси с небольшим зазором относительно закрытого положения передних створок ниши шасси. Проектные и конструкторские проработки показывают, что использование предлагаемого решения позволяет разместить в нише шасси самолета с диаметром фюзеляжа от 3 до 4 м амортизационную стойку длиной от 1,7 до 2,5 м с колесной парой диаметром 500…600 мм с зазором относительно элементов ниши шасси самолета 20…30 мм. При этом механизм обеспечивает возможность выпуска амортизационной стойки через открытые передние створки ниши с зазором от 15 до 25 мм между обводами колесной пары и открытыми передними створками ниши.
Кроме того, расположение ведомой и ведущей качалок механизма привода передних створок на верхнем звене подкоса позволяет избавиться от дополнительных узлов консольных креплений кронштейнов на фюзеляже. В заявляемом решении на фюзеляже устанавливается один кронштейн для шарнирного крепления первой тяги. Кроме того, связь передних створок ниши шасси посредством основных тяг на одну ведомую качалку и размещение её ведомых плеч по разные стороны от плоскости симметрии самолета позволяет частично уравновесить силы, приходящие со створок при полете самолета со скольжением. Повышены жесткость привода и крепление верхнего звена подкоса двумя соосными шарнирами, разнесенными по разные стороны от плоскости симметрии самолета, к фюзеляжу. Это факторы существенно повышают жесткость системы, что тем самым позволяет снизить массу механизма на 3…5% в сравнении с аналогами.
Наиболее предпочтительно ведомые плечи ведомой качалки разместить практически симметрично относительно плоскости симметрии самолета, что также уменьшает массу механизма.
Кроме того, механизм привода передних створок ниши шасси самолета может быть снабжен замком убранного положения, закрепленным на фюзеляже и выполненным с обеспечением возможности фиксации верхнего звено подкоса к фюзеляжу при убранном положении амортизационной стойки. Это дополнительно увеличивает жесткость механизма створок в полете с убранным шасси и, как следствие, уменьшает «расщеливание» створок в полете.
Кроме того, шарнир крепления ведомой качалки к верхнему звену подкоса наиболее целесообразно выполнить соосным шарнирам крепления верхнего звена подкоса к фюзеляжу, что дополнительно повышает компактность привода и обеспечивает высокую технологичность конструкции.
Наиболее предпочтительно соединение звеньев ведущей качалки с первой и второй тягами выполнить шарнирными.
Наиболее оптимально длину подкоса выбрать из диапазона 0,7…1 от длины амортизационной стойки, а длину верхнего звена подкоса выбрать, превышающей длину нижнего звена подкоса в 1,75…2,3 раза. Увеличение линейных габаритов подкоса не дает возможности разместить его в сложенном положении в ограниченной по габаритам нише шасси самолета, меньшие линейные габариты подкоса, приводя к неоптимальному распределению нагрузок, не оптимальны по массе.
При этом расстояние от шарнира крепления ведомой качалки к верхнему звену подкоса до шарнира крепления ведущей качалки на верхнем звене подкоса может быть выбрано превышающим расстояние от шарнира крепления ведущей качалки до шарнира крепления верхнего звена к нижнему звену подкоса в 1,75…2,3 раза. Это в сочетании с выбором оптимальной длины верхнего звена подкоса (см. выше) обеспечивает задание оптимальных исходных угловых скоростей от амортизационной стойки к механизму привода передних створок. Отклонение от указанного диапазона в размещении ведущей качалки на верхнем звене подкоса приводит либо к повышению массы привода, либо к повышению его габаритов.
Дополнительный выбор длин первой, второй и основных тяг в 2,5…3,5, а длин плеч ведомой и ведущей качалок в 9…11 раз, меньших длины амортизационной стойки, является наиболее предпочтительным в обеспечении необходимых зависимостей между углом отклонения амортизационной стойки от начального сложенного положения и углом отклонения передних створок ниши шасси и дополнительно способствуют созданию компактного механизма.
Проектные исследования показывают эффективность использования заявляемого решения механизма привода передних створок ниши шасси самолета в конструкции самолета, рассчитанного на перевозку от 70 до 130 пассажиров.
Изобретение поясняется следующими материалами:
фиг.1 - механизм привода с амортизационной стойкой (вид в изометрии, элементы фюзеляжа, створки ниши условно не показаны);
фиг.2 - кинематическая схема механизма привода передних створок ниши шасси самолета (амортизационная стойка сложена в нише шасси, вид сбоку);
фиг.3 - кинематическая схема механизма привода передних створок ниши шасси самолета (амортизационная стойка сложена в нише шасси, вид сверху);
фиг.4 - кинематическая схема механизма привода передних створок ниши шасси самолета (амортизационная стойка в процессе выпуска, вид сбоку);
фиг.5 - кинематическая схема механизма привода передних створок ниши шасси самолета (амортизационная стойка в процессе выпуска, вид против направления полета);
фиг.6 - кинематическая схема механизма привода передних створок ниши шасси самолета (амортизационная стойка выпущена, вид сбоку);
фиг.7 - чертеж общего вида механизма привода передних створок ниши шасси самолета (амортизационная стойка сложена в нише шасси, вид сбоку);
фиг.8 - чертеж общего вида механизма привода передних створок ниши шасси самолета (амортизационная стойка выпущена, вид сбоку);
фиг.9 - чертеж общего вида механизма привода передних створок ниши шасси самолета (амортизационная стойка выпущена, вид против направления полета);
фиг.10 - график зависимости угла открытия створок от угла выпуска амортизационной стойки;
фиг.11 - график изменения передаточного отношения между углом открытия створок и углом выпуска опоры.
Заявляемый механизм привода передних створок шасси самолета устроен следующим образом.
Механизм привода передних створок шасси самолета кинематически связан с передним шасси самолета, которое включает амортизационную стойку 1 со спаркой колес и силовой цилиндр уборки - выпуска амортизационной стойки 2. Амортизационная стойка шарниром 5 закреплена на фюзеляже самолета. Кроме того, механизм привода передних створок шасси самолета кинематически связан с передними створками 6 ниши шасси, а амортизационная стойка - с задними створками ниши шасси 7.
Механизм привода передних створок ниши шасси самолета содержит подкос, двуплечую ведущую 8 и трехплечую ведомую 9 качалки, первую 10 и вторую 11 тяги, две основные тяги 12. Основные тяги 12 шарнирами 13 соединены с передними створками 6 ниши шасси самолета. Кроме того, механизм привода передних створок ниши шасси может включать замок 3 убранного положения подкоса и замок 4 выпущенного положения.
Подкос механизма привода передних створок шасси выполнен из верхнего 14 и нижнего 15 звеньев, которые соединены шарниром 16. Шарнир 16 целесообразно выполнить с обеспечением возможности разворота звеньев 14, 15 подкоса относительно оси, перпендикулярной плоскости 22 симметрии самолета.
Нижнее звено 15 подкоса шарнирно соединено с амортизационной стойкой 1.
Один конец верхнего звена 14 подкоса с использованием шарнира 16 соединен с нижним звеном 15 подкоса. Другой его конец двумя соосными шарнирами 17 закреплен на фюзеляже самолета и шарниром 18 соединен с ведомой качалкой 9.
Два соосных шарнира 17 крепления верхнего звена подкоса к фюзеляжу разнесены по разные стороны от плоскости 22 симметрии самолета, как показано на фиг.1, 3, 5, 9. Наиболее предпочтительно выполнить верхний подкос в виде плоского силового элемента в форме равнобедренного треугольника (см. фиг.1, 9), разместив в вершинах, прилегающих к основанию, узлы шарниров 17 крепления верхнего звена подкоса к фюзеляжу, а в третьей вершине - вилку шарнира 16 соединения верхнего и нижнего звеньев подкоса (см. фиг.1).
Шарнир 18 крепления ведомой качалки 9 к верхнему звену подкоса размещен вблизи плоскости 22 симметрии самолета (см. фиг.3), то есть в пределах конструктивных и технологических допусков, принятых в промышленности. При выполнении верхнего звена 14 подкоса в форме равнобедренного треугольника (см. фиг.1, 3, 9) шарнир 18 крепления ведомой качалки целесообразно разместить вблизи середины его основания. В наиболее предпочтительном способе использования заявляемого решения механизма привода створок шарнир 18 соединения ведомой качалки 9 и верхнего звена 14 подкоса целесообразно выполнять соосным шарнирам крепления 17 верхнего звена подкоса к фюзеляжу.
Ведущая качалка 8 шарнирно закреплена на верхнем звене 14 подкоса между шарниром 18 крепления к нему ведомой качалки и шарниром 16 его соединения с нижним звеном 15 подкоса, как показано на фиг.2, 4, 6, 7, 8.
Одно плечо ведущей качалки 8 соединено с первой тягой 10, которая шарниром 20 закреплена на фюзеляже. Другое плечо ведущей качалки 8 соединено второй тягой 11 с ведущим плечом ведомой качалки 9. Плечи ведущей качалки соединены с первой и второй тягами шарнирно.
Ведомая качалка 9 шарнирно закреплена на верхнем звене 14, как показано на фиг.1, 2, 3, 9. Трехплечая ведомая качалка 9 может быть выполнена в виде Y-образной формы, как показано на фиг. 1, 9. Одно из плеч качалки, шарнирно соединенное со второй тягой 11, является ведущим, а два других плеча - ведомыми. Концы ведомых плеч ведомой качалки расположены по разные стороны от плоскости 22 симметрии самолета. В наиболее предпочтительном варианте использования изобретения ведомые плечи ведомой качалки целесообразно разместить практически симметрично относительно плоскости симметрии самолета, то есть в пределах конструктивных и технологических допусков, принятых в промышленности.
Ведомые плечи ведомой качалки шарнирами 19 соединены с основными тягами 12. Шарниры 19 соединения основных тяг с ведомой качалкой и шарниры 13 соединения основных тяг 12 с передними створками 6 целесообразно выполнить с обеспечением возможности поворота основных тяг относительно двух взаимно перпендикулярных осей. При этом шарниры должны допускать возможность поворота основных тяг относительно одной из осей на угол ±80…90 градусов, а относительно другой оси на небольшой угол в пределах ±7…9 градусов.
Замок 3 убранного положения подкоса (см. фиг.7) выполнен с обеспечением возможности фиксации верхнего звена 14 подкоса к фюзеляжу самолета в убранном положении амортизационной стойки. Замок 4 выпущенного положения может быть выполнен с обеспечением возможности фиксации подкоса в разложенном положении при выпущенном положении амортизационной стойки.
При использовании заявляемого решения в конструкции самолета, спроектированного по схеме низкоплана, рассчитанного на перевозку от 75 до 130 пассажиров, длина амортизационной стойки может составлять от 1,7 до 2,5 м. При этом длину подкоса наиболее целесообразно выбрать из диапазона от 0,7 до 1 от длины амортизационной стойки, а длину верхнего звена подкоса выбрать, превышающей длину нижнего звена подкоса в 1,75…2,3 раза. Расстояние от шарнира крепления ведомой качалки к верхнему звену подкоса до шарнира крепления ведущей качалки на верхнем звене подкоса наиболее предпочтительно выбрать превышающем расстояние от шарнира крепления ведущей качалки до шарнира крепления верхнего звена к нижнему звену подкоса в 1,75…2,3 раза. При этом длины первой, второй и основных тяг могут быть выбраны в 2,5…3,5, а длины плеч ведомой и ведущей качалок - в 9…11 раз меньшими длины амортизационной стойки.
Задняя часть ниши шасси в убранном положении шасси закрыта задними створками 7 ниши. Задние створки 7 шарнирно соединены тягами задних створок 21 с амортизационной стойкой 1.
Заявляемый механизм привода передних створок шасси самолета работает следующим образом.
В убранном положении амортизационная стойка 1 и подкос убраны в нишу шасси самолета. При этом верхнее звено 14 подкоса зафиксировано в замке 3 убранного положения, исключая возможность перемещения элементов механизма привода передних створок ниши шасси самолета в полете. При этом как передние 6, так и задние 7 створки ниши шасси закрыты (см. фиг.2, 3, 7).
При выпуске амортизационной стойки 1 замок 3 убранного положения раскрывается, амортизационная стойка под действием силового цилиндра 2 начинает разворачиваться относительно оси шарнира 5, при этом она начинает разворачивать относительно друг друга верхнее 14 и нижнее 15 звенья относительно оси шарнира 16 (см. фиг.4, 5). Ведущая качалка 8, соединенная с первой тягой 10, начинает поворачиваться вокруг собственной оси и, кроме того, ее шарнир крепления к верхнему звену подкоса начинает движение вместе с верхним звеном 14 подкоса. Ведущая качалка 8 через вторую тягу 11 передает движение на ведомую качалку 9. На ведомую качалку 9, таким образом, передается суммарное движение от верхнего звена 14 подкоса и движение ведущей качалки 8 вокруг собственной оси. С ведомой качалки 9 через основные тяги 12 движение передается на передние створки 6 ниши шасси. Передние створки начинают открываться.
При отклонении амортизационной стойки от начального положения 23 в нише шасси до угла ά=15…25 градусов (см. фиг.4, 5, 9) передние створки ниши отклоняются от закрытого положения 24 на угол β=85…90 градусов, то есть до полностью открытого положения (см. фиг.4, 5).
При дальнейшем отклонении от начального (убранного в нишу) положения амортизационной стойки до ά=60…70 градусов створки находятся в полностью открытом положении, что обеспечивает движение амортизационной стойки с колесной парой с достаточными зазорами между раскрытыми передними створками ниши шасси.
При дальнейшем отклонении амортизационной стойки от начального положения на угол α=95…100 градусов до конечного положения передние створки 6 ниши шасси закрываются (см. фиг.6, 9). Подкос фиксируется в разложенном положении замком 4 выпущенного положения амортизационной стойки.
В процессе выпуска амортизационной стойки задние створки ниши шасси, соединенные тягами 22 с амортизационной стойкой, открываются.
При уборке амортизационной стойки шасси подкос складывается, привод уборки выпуска поворачивает амортизационную стойку вокруг оси шарнира 5. Движение от верхнего звена 6 подкоса через привод передается на передние створки 1, 2 и они сначала открываются, пропускают опору, а потом закрываются.
В процессе уборки амортизационной стойки задние створки ниши шасси закрываются.
В убранном положении опоры верхнее звено подкоса становится на замок убранного положения, лишая возможности перемещаться ведущую качалку механизма привода створок.
Эффективность предложенного решения механизма привода передних створок ниши шасси самолета иллюстрируется графиками, приведенными на фиг.10-11. При отклонении амортизационной стойки из убранного положения 23 (см. фиг.4, 5) на угол α=15…25 градусов передние створки отклоняются на угол β=85…90 градусов. Передаточное отношение при этом (см. фиг.11) быстро меняется от значительных величин до нуля. При дальнейшем отклонении амортизационной стойки до углов α=60…70 градусов передние створки остаются в открытом положении, передаточное отношение практически равно нулю. При дальнейшем отклонении амортизационной стойки от сложенного в нишу положения в диапазоне углов от 70 до 100 градусов створки быстро закрываются, передаточное отношение резко возрастает (по модулю) от значений, близких к нулю, до значительных величин. Конструкция механизма обеспечивает его компактное размещение в нише самолета вместе с амортизационной стойкой длиной от 1,7 до 2,5 м с диаметром колес колесной пары 500…700 мм с минимальными зазорами относительно элементов ниши. В процессе выпуска и уборки амортизационной стойки конструкция обеспечивает открытие и закрытие передних створок и движение амортизационной стойки с колесной парой между открытыми передними створками с зазорами от 15 до 25 мм.