Устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей летательного аппарата



Устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей летательного аппарата
Устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2500575:

Федеральное государственное унитарное предприятие "РОССИЙСКИЙ ФЕДЕРАЛЬНЫЙ ЯДЕРНЫЙ ЦЕНТР - ВСЕРОССИЙСКИЙ НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ ТЕХНИЧЕСКОЙ ФИЗИКИ ИМЕНИ АКАДЕМИКА Е.И. ЗАБАБАХИНА" (RU)
Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по атомной энергии "Росатом" (Госкорпорация "Росатом") (RU)

Изобретение относится к средствам фиксации складывающихся аэродинамических поверхностей летательного аппарата. Устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей летательного аппарата содержит узел, обеспечивающий прилегание аэродинамических поверхностей к корпусу летательному аппарату, и связанный с ним исполнительный стопорящий механизм, который выполнен в виде пиропривода со штоком-толкателем и закреплен в корпусе. Узел включает контейнер, установленный соосно с зазором в отверстии корпуса. Контейнер снабжен регулировочными гайками, установленными на резьбе на обоих его концах. В полости контейнера закреплены с помощью осей упорный элемент и фиксирующий элемент, который выполнен в виде подпружиненного крюка, конец которого выступает за пределы контейнера с возможностью взаимодействия с аэродинамическими поверхностями в сложенном положении. Упорный элемент выполнен в виде двуплечего рычага, одним плечом контактирующего со штоком-толкателем, а другим - упирающегося в торец корневой части крюка, на котором выполнен выпуклый буртик. Изобретение направлено на повышение надежности эксплуатации. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА) со складывающимися аэродинамическими поверхностями, в частности к устройствам их фиксации в сложенном положении в условии транспортирования и в период хранения ЛА.

В настоящее время складывающиеся аэродинамические поверхности получили широкое применение в летательных аппаратах, т.к. они позволяют уменьшить габариты ЛА в период хранения.

Известно устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей летательного аппарата [патент US №3 921 498, НКИ 244-3.28, 25.11.1975 г.]. Данное устройство содержит узел, обеспечивающий прилегание аэродинамических поверхностей к летательному аппарату, выполненный в виде захватного вилкообразного элемента, и связанный с ним исполнительный стопорящий механизм, выполненный в виде флажка.

Недостатком данного устройства является то, что оно не обеспечивает плотного прилегания аэродинамических поверхностей к корпусу ЛА из-за наличия зазора между захватным вилкообразным элементом и аэродинамическими поверхностями. Также отсутствует возможность регулирования степени прилегания аэродинамических поверхностей к летательному аппарату, что снижает вибропрочность конструкции в целом, в том числе и аэродинамических поверхностей в условиях вибрационных и ветровых воздействий при транспортировании, что приводит к сокращению сроков эксплуатации устройства. Также данное устройство громоздко, что накладывает дополнительные требования к размещению ЛА.

Известно устройство фиксации складывающихся аэродинамических поверхностей летательного аппарата [патент SU №2 977 880, НКИ 244-3.29, опуб. 04.07.1959 г.]. Данное устройство содержит узел, обеспечивающий прилегание аэродинамических поверхностей к летательному аппарату, и связанный с ним исполнительный стопорящий механизм. Узел, обеспечивающий прилегание аэродинамических поверхностей к летательному аппарату, выполнен в виде подпружиненного флажка, закрепленного на корпусе летательного аппарата извне. Исполнительный стопорящий механизм выполнен в виде перегорающей чеки, закрепленной на корпусе летательного аппарата. Чтобы зафиксировать аэродинамические поверхности в сложенном положении, необходимо с силой надавить на флажок, преодолевая сопротивление пружины кручения. При поступлении сигнала на открытие аэродинамических поверхностей чека перегорает и флажок отжимается, освобождая аэродинамические поверхности. Данное устройство является наиболее близким аналогом к заявляемому изобретению и выбрано в качестве прототипа.

К недостаткам данного устройства следует отнести низкую надежность эксплуатации устройства. Так, в прототипе подпружиненный флажок - это пластина, выполняющая роль защелки, фиксирующей степень прилегания сложенных аэродинамических поверхностей, где отсутствует регулирование степени их прилегания. В данном устройстве так же как и в вышеприведенном аналоге имеется зазор между флажком и аэродинамическими поверхностями. Наличие зазора снижает вибропрочность конструкции в условиях действия вибрационных и ветровых нагрузок. Также к недостаткам относится низкая надежность срабатывания устройства в связи с расположением данного устройства на корпусе ЛА извне. При таком расположении устройство повергается воздействию климатических факторов и других внешних воздействий при транспортировании и длительном хранении ЛА. В результате чего возможно обледенение или заедание устройства во время его срабатывания. Кроме того, размещение устройства фиксации извне корпуса ЛА оказывает негативное влияние на аэродинамические характеристики ЛА.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности эксплуатации устройства.

Техническим результатом, который может быть получен от реализации предлагаемого изобретения, является повышение вибропрочности зафиксированных аэродинамических поверхностей, повышение надежности срабатывания устройства независимо от внешних воздействий при транспортировании и длительном хранении летательного аппарата, повышение аэродинамических характеристик летательного аппарата.

Технический результат достигается тем, что устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей летательного аппарата, содержащее узел, обеспечивающий прилегание аэродинамических поверхностей к летательному аппарату, и связанный с ним исполнительный стопорящий механизм, согласно изобретению исполнительный стопорящий механизм, закрепленный в корпусе летательного аппарата, выполнен в виде пиропривода со штоком-толкателем, а узел, обеспечивающий прилегание аэродинамических поверхностей к летательному аппарату, включает в себя контейнер, установленный соосно с зазором в отверстии корпуса летательного аппарата, ось отверстия имеет направление, близкое к перпендикулярному направлению срединной поверхности сложенной фиксируемой аэродинамической поверхности летательного аппарата, причем контейнер снабжен регулировочными гайками, установленными на резьбе на обоих его концах, в полости контейнера закреплены с помощью осей упорный и фиксирующий элементы, при этом фиксирующий элемент выполнен в виде подпружиненного крюка, конец которого выступает за пределы контейнера с возможностью взаимодействия с аэродинамическими поверхностями в сложенном их положении, а упорный элемент выполнен в виде двуплечего рычага, одним плечом контактирующего со штоком -толкателем, а другим - упирающегося в торец корневой части крюка, на котором выполнен выпуклый буртик.

Узел, обеспечивающий прилегание аэродинамических поверхностей к летательному аппарату, включает в себя контейнер, установленный соосно с зазором в отверстии корпуса летательного аппарата, ось отверстия имеет направление, близкое к перпендикулярному направлению срединной поверхности сложенной фиксируемой аэродинамической поверхности летательного аппарата, при этом контейнер снабжен регулировочными гайками, установленными на резьбе на обоих его концах, обеспечивает регулирование степени прилегания аэродинамических поверхностей к летательному аппарату за счет возможности перемещения контейнера вдоль оси в отверстии корпуса ЛА посредством затяжки или ослабления регулировочных гаек.

Закрепление исполнительного стопорящего механизма в корпусе летательного аппарата, выполненного в виде пиропривода со штоком-толкателем, закрепление в полости контейнера с помощью осей упорного и фиксирующего элементов, при этом фиксирующий элемент выполнен в виде подпружиненного крюка, конец которого выступает за пределы контейнера с возможностью взаимодействия с аэродинамическими поверхностями в сложенном их положении, а упорный элемент выполнен в виде двуплечего рычага, одним плечом контактирующего со штоком-толкателем, а другим - упирающегося в торец корневой части крюка, на котором выполнен выпуклый буртик, обеспечивает надежность срабатывания устройства независимо от внешних воздействий при транспортировании и длительном хранении ЛА, и в конечном счете обеспечивает надежность эксплуатации устройства. Размещение элементов конструкции устройства фиксации в корпусе ЛА обеспечивает повышение аэродинамических характеристик Л А.

В частном случае с целью уменьшения массогабаритных показателей ЛА за счет уменьшения габаритов контейнера при условии обеспечения достаточного пространства для надежного срабатывания устройства внутренняя поверхность контейнера в области оси крепления двуплечего рычага выполнена вогнутой.

Сравнение заявленного технического решения с прототипом позволило установить его соответствие критерию «новизна».

При изучении других известных технических решений в данной области техники признаки, отличающие заявленное решение от прототипа, не были выявлены, что позволяет считать заявленное техническое решение соответствующим критерию «изобретательский уровень».

Предлагаемое решение поясняется чертежами, где

на фиг.1 изображен общий вид устройства в разрезе в сложенном положении аэродинамических поверхностей,

на фиг.2 изображен общий вид устройства в разрезе в раскрытом положении аэродинамических поверхностей.

Устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей ЛА (фиг.1) состоит из узла, обеспечивающего прилегание аэродинамических поверхностей 1 к корпусу 2 летательного аппарата (ЛА), и связанного с ним исполнительного стопорящего механизма. Исполнительный стопорящий механизм, закрепленный в корпусе 2 летательного аппарата, выполнен в виде пиропривода 3 со штоком-толкателем 4. Узел, обеспечивающий прилегание аэродинамических поверхностей 1 к корпусу 2, включает в себя контейнер 5, установленный соосно с зазором в отверстии 6 корпуса 2. Ось отверстия 6 имеет направление, близкое к перпендикулярному направлению срединной поверхности сложенной фиксируемой аэродинамической поверхности 1 летательного аппарата. Контейнер 5 снабжен регулировочными гайками 7 и 8, установленными на резьбе на обоих его концах. В полости контейнера 5 закреплены с помощью осей 9 и 10 упорный и фиксирующий элементы. Фиксирующий элемент выполнен в виде подпружиненного крюка 11, конец которого выступает за пределы контейнера 5 с возможностью взаимодействия с аэродинамическими поверхностями 1 в сложенном их положении. Упорный элемент выполнен в виде двуплечего рычага, одно плечо 12 которого контактирует со штоком-толкателем 4, а другое плечо 13 взаимодействует с торцом корневой части крюка 11 с упором в выполненный на нем выпуклый буртик 14.

Сборка устройства происходит следующим образом.

В корпусе 2 летательного аппарата выполняют отверстие 6, ось которого имеет направление, близкое к перпендикулярному направлению срединной поверхности сложенной фиксируемой аэродинамической поверхности 1 летательного аппарата. В отверстие 6 устанавливают соосно с зазором контейнер 5 с закрепленными в нем упорным и фиксирующим элементами шарнирно на осях 9, 10 соответственно. Контейнер 5 устанавливают, закрепляя на его концах регулировочные гайки 7, 8, при этом гайку 8 располагают извне корпуса 2. Конец крюка И, преодолевая сопротивление пружины, установленной на его оси 10 крепления, накидывают на сложенные аэродинамические поверхности 1.

Для создания необходимой степени прилегания аэродинамических поверхностей 1 к корпусу 2 летательного аппарата ослабляют гайку 8 и заворачивают гайку 7 моментом определенной величины в направлении уменьшения величины выступа контейнера 5 из корпуса 2. Для предотвращения самопроизвольного раскручивания гайки 7 и ослабления степени прилегания сложенных аэродинамических поверхностей 1 устройство стопорят гайкой 8, выполняющей роль контргайки.

Выбранное тем самым положение крюка 11 фиксируют от случайного проворота упором плеча 13 рычага в буртик 14. Для этого вручную инструментом, введенным в образовавшуюся щель между внутренней поверхностью контейнера 5 и боковой поверхностью корневой части крюка 11 со стороны размещения буртика 14, проталкивают плечо 13 рычага до преодоления им буртика 14. Далее изнутри корпуса 2 к контейнеру 5 присоединяют цилиндр пиропривода 3 с обеспечением контакта его штока 4 с плечом 12 двуплечего рычага. Устройство готово к применению.

Устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей летательного аппарата работает следующим образом.

При получении команды на раскрытие сложенных аэродинамических поверхностей 1 (фиг.2) срабатывает пиропривод 3, шток 4 которого, перемещаясь, толкает плечо 12, поворачивая двуплечий рычаг вокруг оси 9. При этом плечо 13 рычага, преодолевая усилие для выхода из зацепления с буртиком 14, освобождает крюк 11. Крюк 11 под действием пружины, установленной на его оси 10 крепления, поворачиваясь, освобождает аэродинамические поверхности 1.

Экспериментальные исследования показали возможность реализации технических решений, используемых в данном устройстве. Были проведены испытания, результаты которых подтверждают надежность срабатывания устройства фиксации сложенных аэродинамических поверхностей.

Итак, представленные сведения свидетельствуют о выполнении при использовании заявляемого изобретения следующей совокупности условий:

- повышение надежности эксплуатации устройства фиксации, повышение надежности срабатывания устройства независимо от внешних воздействий при транспортировании и длительном хранении летательного аппарата;

- повышение вибропрочности сложенных аэродинамических поверхностей ЛА;

- повышение аэродинамических характеристик летательного аппарата.

- для заявляемого устройства в том виде, в котором он охарактеризован в формуле изобретения, подтверждена возможность его осуществления с помощью описанных в заявке и известных до даты приоритета средств и методов.

Следовательно, заявляемое изобретение соответствует условию «промышленная применимость».

1. Устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей летательного аппарата, содержащее узел, обеспечивающий прилегание аэродинамических поверхностей к летательному аппарату, и связанный с ним исполнительный стопорящий механизм, отличающееся тем, что исполнительный стопорящий механизм, закрепленный в корпусе летательного аппарата, выполнен в виде пиропривода со штоком-толкателем, а узел, обеспечивающий прилегание аэродинамических поверхностей к летательному аппарату, включает в себя контейнер, установленный соосно с зазором в отверстии корпуса летательного аппарата, ось отверстия имеет направление, близкое к перпендикулярному направлению срединной поверхности сложенной фиксируемой аэродинамической поверхности летательного аппарата, причем контейнер снабжен регулировочными гайками, установленными на резьбе на обоих его концах, в полости контейнера закреплены с помощью осей упорный и фиксирующий элементы, при этом фиксирующий элемент выполнен в виде подпружиненного крюка, конец которого выступает за пределы контейнера с возможностью взаимодействия с аэродинамическими поверхностями в сложенном их положении, а упорный элемент выполнен в виде двуплечего рычага, одним плечом контактирующего со штоком-толкателем, а другим - упирающегося в торец корневой части крюка, на котором выполнен выпуклый буртик.

2. Устройство фиксации по п.1, отличающееся тем, что внутренняя поверхность контейнера в области оси крепления двуплечего рычага выполнена вогнутой.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к средствам раскладывания аэродинамических поверхностей. .

Изобретение относится к авиастроению. .

Изобретение относится к ракетной технике. .

Изобретение относится к ракетостроению и может быть использовано в качестве реактивного снаряда. .

Изобретение относится к летательным аппаратам. Беспилотный летательный аппарат содержит фюзеляж, крыло, V-образное оперение и силовую установку с тянущим воздушным винтом.

Изобретение относится к области ракетной техники и, в частности к конструкциям складываемых аэродинамических поверхностей, находящихся под воздействием сильных аэродинамических возмущений.

Изобретение относится к узлу уплотнения на воздушном судне и касается стыка между фюзеляжем и отсоединяемым крылом. .

Изобретение относится к устройствам летательного аппарата, предназначенным для улучшения посадочных свойств. .

Изобретение относится к авиационной технике и касается средств раскладывания консолей крыльев летательных аппаратов. .

Изобретение относится к самолетам со складными крыльями и может быть использовано при проектировании транспортных средств для передвижения по воздуху и по земле. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к конструкциям складываемых аэродинамических поверхностей беспилотных летательных аппаратов. .

Изобретение относится к авиастроению. .

Изобретение относится к области ракетной техники и касается устройств управления элевонов складываемого крыла ракеты. Механизм управления элевоном состоит из размещенного на корпусе ракеты вала вращения, соединенного с элевоном, шарнирно установленным на задней кромке крыла, рычага, закрепленного на валу, и рулевой машинки, установленной в корпусе ракеты, шток которой шарнирно соединен с рычагом. Вал, расположенный в корпусе ракеты, жестко соединен с рычагом, шарнирно соединенным со штоком рулевой машинки. Один конец вала со сферической опорой, установленной в корпусе ракеты, составляет подвижное шлицевое соединение. На другом конце вала шарнирно закреплена обойма, шарнирно соединенная с поводком, жестко закрепленным на элевоне складываемого крыла. Ось шарнирного соединения поводка и обоймы совмещена с осью вращения крыла. На поводке выполнен зуб. На обойме выполнен паз, в котором размещен зуб поводка. Достигается обеспечение управления элевоном, расположенным на складываемом крыле, независимо от температурных деформаций составных частей ракеты и от технологических погрешностей при изготовлении и сборке. 4 ил.

Изобретение относится к области преобразуемых транспортных средств. Преобразуемое наземное транспортное средство состоит из кузова, закрепленного на несущей раме, установленного на шасси с колесами, двигателя внутреннего сгорания с выхлопной трубой. В задней части транспортного средства установлен вентилятор с возможностью выдвижения. На крыше транспортного средства установлен руль управления с возможностью поворота. На боковых сторонах транспортного средства выполнены отсеки, в которых уложены складные крылья, соединенные с компрессором. Складное крыло, выполненное из мягкой оболочки, герметично соединенной с многорежимным компрессором через трубопровод, закреплено в устройстве поворота крыла. Внутри крыла расположены телескопические трубки, в которых находится трос. Оболочка крыла состоит из сообщающихся ячеек, в перегородках между ними установлены обратные клапаны. На внешней поверхности складного крыла расположен предохранительный клапан. Достигается расширение функциональных возможностей наземного транспортного средства. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к устройствам соединения и разделения частей крыла. Механизм содержит корпус, в котором установлены поршень и гильза. В отверстиях гильзы свободно расположены шарики, скрепляющие корпус и гильзу. В гильзе расположен шток, который удерживается в гильзе при помощи разрезного пружинного кольца и заплечиками удерживает шарики. Поршень механизма снабжен поршневыми, разрезными кольцами. Механизм имеет газовый канал, который состоит из одной части, которая имеет поводок с коническим отверстием, шарнирно соединенный с обоймой, которая шарнирно соединена с валом механизма управления элевоном, и другой части, которая расположена в вале, соединена с газогенератором и имеет подпружиненный сферический наконечник, который при раскрытии входит в коническое отверстие поводка, образуя замкнутый газовый канал, по которому проходит газ для перемещения поршня, штока и гильзы. Изобретение направлено на обеспечение работоспособности при воздействии повышенных температур. 6 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Устройство фиксации в сложенном положении консолей крыла беспилотного летательного аппарата содержит корпус, в котором в деформированном состоянии установлена пружина сжатия, ось которой параллельна срединной плоскости консоли крыла, фиксирующий узел, контактирующий с пружиной и установленный с возможностью перемещения вдоль оси в сложенном положении консолей крыла. В состав фиксирующего узла входят два упорных ролика, каждый из которых входит в выемку на законцовке консоли крыла. Фиксирующий узел позволяет обеспечить фиксацию двух консолей крыла одновременно в сложенном положении. Изобретение направлено на многократную фиксацию и освобождение двух консолей крыла одновременно, обеспечение надежности и технологичности. 3 ил.
Изобретение относится к планерной транспортной системе. Воздушная транспортная система состоит из грузовых и пассажирских компактных летательных аппаратов, двухъярусной взлетно-посадочной полосы, центра управления воздушным транспортным потоком, системы поиска и генераторов восходящих воздушных потоков и сервисов обслуживания. Летательные аппараты представляют свободнонесущий моноплан с низкорасположенными крыльями большого удлинения и выполнены с разборным фюзеляжем из углепластика сотовой конструкции, к которому при помощи шарниров прикреплены складные крылья. В носовой части фюзеляжа размещается винтовой электрический двигатель, лопасти винта которого имеют возможность складываться во время планирования. В задней части фюзеляжа размещаются киль и складной стабилизатор. В средней части фюзеляжа расположена кабина с системой управления для размещения пилота и пассажиров. На верхней поверхности летательного аппарата размещаются солнечные батареи. Нижний ярус взлетно-посадочной полосы используется для взлета компактных летательных аппаратов с использованием направляющей катапульты, а верхний - для посадки летательных аппаратов. Предусмотрены многоуровневые с лифтами стоянки летательных аппаратов и центры продаж. Изобретение направлено на сокращение времени перемещения людей и грузов. 9 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к способу приведения в полетную конфигурацию летательного аппарата (ЛА), транспортируемого к точке сброса авиационным носителем. Способ раскладывания консолей крыла (1, 2) ЛА, сбрасываемого с авиационного носителя, заключается в определении положения элементов аэродинамического управления (3, 4) (ЭАУ), расположенных на консолях крыла, обеспечивающего создание аэродинамической силы, перемещающей консоли (1, 2) в полетное положение, установке ЭАУ (3, 4) в вышеопределенное положение при складывании консолей в транспортное положение, синхронного перемещения консолей крыла (1, 2) в полетное положение под воздействием набегающего потока воздуха и фиксации консолей крыла (1, 2) в полетном положении. Воздействие набегающего потока на ЭАУ осуществляется при сбрасывании ЛА в точке сброса при заданных полетных параметрах авиационного носителя или при перемещении перед сбросом ЛА в позицию, при которой он находится в набегающем потоке воздуха, сохраняя связи с носителем. Достигается повышение надежности раскладывания консолей крыла в полетное положение, упрощение конструкции и уменьшение массы ЛА. 4 з.п. ф-лы, 16 ил.
Наверх