Переключатель режимов управления механизацией крыла самолёта
AIRPLANE WING MECHANIZATION CONTROL MODE SWITCH

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к системам управления переключателей режимов управления механизацией крыла самолета.
Известен пульт управления закрылками и предкрылками крыла летательного аппарата, содержащий панель управления с командным блоком основного управления, блоками переключателей резервного управления и кнопочного переключателя режимов управления (RU №2507114 С2, 19.04.2012).
Недостатками указанного изобретения являются малое быстродействие из-за наличия защитного колпачка, большие габариты, масса, отсутствие признака перехода с основного режима управления на резервный и обратно.
Задачей изобретения является разработка переключателя режимов управления механизацией крыла самолета, обеспечивающего минимизацию времени на задействование резервного управления, визуальный контроль признака включения основного или резервного режимов управления, повышение компактности узлов переключателя, уменьшение габаритов лицевой панели, снижение материало- и трудоемкости изготовления устройства в целом.
Поставленная задача решается тем, что переключатель режимов управления механизацией крыла самолета содержит силовой корпус, прикрепленный к лицевой панели, клавишу, в центральный осевой проем которой заведен верхним концом подпружиненный шток переключателя с фиксацией штифтами, снабженный на нижнем конце вилкой переключения режимов, охватывающей головки двух штоков электромеханических тумблеров, установленных в нижней части силового корпуса переключателя; ползун, обеспечивающий последовательное выполнение перемещений штока переключателя вдоль своей оси и в плоскости, нормальной к вертикальной плоскости симметрии самолета, для чего силовой корпус переключателя снабжен направляющим пазом, в который установлен упомянутый ползун, наделенный соосным оси штока переключателя открытым продольным пазом с функцией вертикального направляющего канала, контур которого выполнен конгруэнтным контуру поперечного сечения указанного штока; при этом головки штоков упомянутых тумблеров заведены в вилку указанного штока переключателя режимов управления; причем шток снабжен пружиной сжатия, а клавиша переключателя наделена в донной части двумя выступами, ответными пазам в силовом корпусе, подпружиненно фиксирующими клавишу в положении «включено основное / резервное управление закрылками»; плоскость симметрии в донной части выступов клавиши расположена нормально к плоскости рабочих перемещений клавиши в процессе переключения режимов управления закрылками; кроме того, клавиша наделена увеличенным основанием, которое выполнено за одно целое с вильчатым фиксатором нейтрального положения сдвоенных ручек резервного управления рабочими перемещениями закрылков.
При этом в переключателе режимов управления механизацией крыла самолета клавиша вильчатого фиксатора в режиме основного управления механизацией крыла может быть расположена в крайнем правом положении относительно продольной оси самолета и двухсторонней фиксацией может блокировать сдвоенную ручку резервного управления закрылками. Верхняя грань вильчатого (скобкообразного) фиксатора клавиши может быть выполнена или наделена контрастным цветом относительно фонового цвета лицевой панели переключателя. Вертикальный ход штока переключателя в упомянутом открытом продольном пазе ползуна может быть выполнен обеспечивающим превышение высоты выступов клавиши, упомянутые выступы клавиши не превышают глубину ответных пазов в силовом корпусе переключателя, что может обеспечивать плотное прилегание опорного торца упомянутого увеличенного основания клавиши к опорной поверхности силового корпуса переключателя. Между опорным торцом увеличенного основания элемента клавиши и поверхностью лицевой панели переключателя может быть образован гарантированный зазор за счет соответствующего превышения опорной поверхности силового корпуса над поверхностью лицевой панели переключателя. Лицевая панель может иметь указатель в виде стрелки с надписью «ВКЛЮЧЕНИЕ».
Технический результат, достигаемый приведенной совокупностью признаков, заключается в минимизации времени на задействование резервного управления, обеспечении контроля признака включения основного или резервного режимов управления, невозможности случайного переключения, повышении компактности узлов переключателя, уменьшении габаритов, снижении материало- и трудоемкости изготовления устройства в целом.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где:
на фиг. 1 изображен переключатель режимов управления механизацией крыла самолета, вид сверху;
на фиг. 2 - изображен переключатель режимов управления механизацией крыла самолета, вид справа;
на фиг. 3 - изображен переключатель режимов управления механизацией крыла самолета, продольный разрез по А-А;
на фиг. 4 - изображен переключатель режимов управления механизацией крыла самолета, вид слева;
на фиг. 5 - изображен переключатель режимов управления механизацией крыла самолета, продольный разрез по Б-Б;
Переключатель 1 режимов управления механизацией крыла самолета содержит силовой корпус 2, прикрепленный к лицевой панели 3, клавишу 4. В центральный осевой проем 5 клавиши 4 заведен подпружиненный шток 6 переключателя 1, зафиксированный штифтами 7. Шток 6 наделен на нижнем конце вилкой 8 переключателя режимов. Вилка 8 выполнена охватывающей головки штоков 9 двух электромеханических тумблеров 10 с возможностью переключения режимов управления закрылками. Тумблеры 10 установлены в нижней части силового корпуса 2 переключателя 1. Переключатель 1 содержит ползун 11, обеспечивающий последовательное выполнение возвратных перемещений штока 6 вдоль своей оси и в плоскости, нормальной к вертикальной плоскости симметрии самолета. Силовой корпус 2 переключателя 1 снабжен направляющим пазом 12, в который установлен упомянутый ползун 11, наделенный соосным оси штока 6 переключателя 1 открытым продольным пазом 13 с функцией вертикального направляющего канала, контур которого выполнен конгруэнтным контуру боковых поверхностей указанного штока 6. Шток 6 снабжен пружиной сжатия 14, а клавиша 4 переключателя 1 наделена в донной части двумя выступами 15, ответными пазам 16 в силовом корпусе 2, подпружиненно фиксирующими клавишу 4 в положении «включено основное / резервное управление закрылками». Плоскость симметрии выступов 15 клавиши 4 расположена нормально к плоскости рабочих перемещений клавиши 4 в процессе переключения режимов управления закрылками. Клавиша 4 наделена увеличенным основанием 17, которое выполнено за одно целое с вильчатым фиксатором 18 нейтрального положения сдвоенных ручек 19 резервного управления рабочими перемещениями закрылков. Клавиша 4 вильчатого фиксатора 18 в режиме основного управления механизацией крыла расположена в крайнем правом положении, по направлению полета и двухсторонним охватом блокирует сдвоенную ручку 19 резервного управления закрылками. Верхняя грань 20 вильчатого (скобкообразного) фиксатора 18 клавиши 4 выделена контрастным цветом относительно фонового цвета лицевой панели 3 переключателя 1. Выступы 15 клавиши 4 не превышают глубину ответных пазов 16 в силовом корпусе 2 переключателя 1, чем обеспечено плотное прилегание опорного торца упомянутого увеличенного основания 17 клавиши 4 к опорной поверхности 21 силового корпуса 2 переключателя 1. Между опорным торцом увеличенного основания 17 клавиши 4 и поверхностью лицевой панели 3 переключателя 1 образован гарантированный зазор за счет соответствующего превышения опорной поверхности 21 силового корпуса 2 над поверхностью лицевой панели 3 переключателя 1. Лицевая панель 3 снабжена указателем в виде стрелки 22 с надписью «ВКЛЮЧЕНИЕ».
Пример изготовления и работы предлагаемого переключателя
Изготавливают, по меньшей мере, частично приобретают и монтируют предлагаемый переключатель известными инструментами и технологическими приемами. Устанавливают переключатель в отведенную ячейку на панели управления самолетом и подключают к системе управления механизацией крыла самолета.
Работа переключателя режимов управления механизацией крыла самолета осуществляется следующим образом.
Для перехода на резервное управление механизацией крыла самолета необходимо клавишу 4 поднять вверх, переместить по направлению, указанному по стрелке 22 «ВКЛЮЧЕНИЕ», нанесенной на лицевой панели 3, и отпустить ее до попадания двумя выступами 15 в ответные пазы 16 силового корпуса 2 переключателя 1. При этом происходит переключение на резервное управление, а вильчатый фиксатор 18 клавиши 1 освобождает сдвоенные ручки 19, нажатием на которые происходит резервное управление механизацией выпуска / уборки закрылков.
Таким образом, за счет совокупности разработанных в изобретении конструктивных решений и геометрических параметров основных узлов переключателя 1 режимов управления механизацией крыла самолета, а именно силового корпуса 2, со смонтированными в нем двумя электромеханическими тумблерами 10, штока переключателя 6 с клавишей 4, наделенной вильчатым фиксатором 18 и выведенной на лицевую панель 3, обеспечивают минимизацию времени на задействование резервного управления, визуальный контроль включения основного / резервного режимов управления, невозможность случайного переключения, повышение компактности узлов переключателя 1, уменьшение габаритов лицевой панели 3, снижение материало- и трудоемкости изготовления устройства в целом.