Поворотный узел крыла компактного летательного аппарата



Поворотный узел крыла компактного летательного аппарата
Поворотный узел крыла компактного летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2513080:

Открытое акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение" (RU)

Изобретение относится к области авиационной техники. Поворотный узел крыла летательного аппарата состоит из основания, двух консолей крыла, штифта, крепежного элемента и упорной шайбы. Между основанием и упорной шайбой установлена калибровочная шайба. Основание и упорная шайба образуют втулку, боковая поверхность которой образована цилиндрической и двумя конусообразными поверхностями. Корневые части консолей установлены одна над другой на одной оси в плоскостях, перпендикулярных вертикальной оси с возможностью поворота относительно боковой поверхности втулки в противоположные стороны. Изобретение направлено на упрощение раскладывания крыла. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к элементам конструкции летательных аппаратов.

Из уровня техники известен поворотный узел крыла (US патент 4262862, от 21.04.1981 г., МПК F42B 13/32), состоящий из двух размещенных на корпусе летательного аппарата консолей, расположенных и раскладывающихся в одной плоскости по двум параллельным осям с помощью шарниров.

Недостатками данного устройства являются недостаточно высокая несущая способность крыла, а также усложнение конструкции из-за двух узлов крепления и раскладывания.

Наиболее близким устройством, взятым за прототип, является поворотный узел крыла компактного летательного аппарата (US патент 6152041, от 28.11.2000 г., МПК F42B 10/14), состоящий из двух консолей крыла, размещенных на корпусе летательного аппарата и раскрывающихся по двум параллельным осям. Раскрытие консолей крыла происходит против потока воздуха после сброса летательного аппарата с авиационного носителя.

Недостатками выбранного прототипа являются недостаточно высокая несущая способность крыла, а также усложнение конструкции из-за двух узлов крепления и раскладывания, и возможность применения устройства только с дозвуковыми летательными аппаратами, которые по сравнению со сверхзвуковыми летательными аппаратами имеют недостаточно большую дальность полета при большем угле атаки.

Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанных выше недостатков и создание поворотного узла крыла компактных летательных аппаратов, обеспечивающего необходимую несущую способность крыла, а также заданные прочностные характеристики в условиях жестких габаритных ограничений.

Задача решается за счет того, что поворотный узел крыла компактного летательного аппарата состоит из двух консолей крыла, штифта, а также соединенных между собой при помощи, по крайней мере, одного крепежного элемента, основания и упорной шайбы, причем между основанием и упорной шайбой установлена калибровочная шайба; основание и упорная шайба образуют втулку, боковая поверхность которой образована цилиндрической и двумя конусообразными поверхностями, а диаметр внутренней цилиндрической поверхности консоли крыла равен диаметру цилиндрической поверхности втулки; коническая поверхность втулки эквидистантна, или близка к эквидистанте, конической поверхности корневой части консоли крыла; корневые части консолей установлены одна над другой на одной оси в плоскостях, перпендикулярных вертикальной оси с возможностью поворота относительно боковой поверхности втулки в противоположные стороны в секторах, ограниченных с одной стороны средством фиксации в сложенном положении, а с другой стороны средством фиксации в разложенном положении каждой из консолей; поперечное сечение корневой части консоли имеет трапециевидную форму, переходящую в прямоугольную; поворот консолей крыла происходит с одной стороны по поверхности контакта одной консоли крыла с основанием, а с другой стороны по поверхности контакта второй консоли с упорной шайбой.

В частном случае осуществления изобретения задача решается за счет того, что консоли крыла выполнены из полимерных композитных материалов.

Во втором частном случае осуществления изобретения задача решается за счет того, что консоли крыла оснащены антифрикционными кольцами в месте контакта консоли с основанием, консоли с упорной шайбой и двух консолей между собой.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется чертежами, на которых представлены: на фиг.1 - поперечный разрез поворотного узла крыла, на фиг.2 - изометрическая проекция поворотного узла крыла в разложенном положении.

На фиг.1, 2 указаны следующие позиции:

1 - Основание

2 - Упорная шайба

3 - Штифт

4 - Калибровочная шайба

5 - Консоль крыла

Поворотный узел крыла состоит из основания 1, упорной шайбы 2, штифта 3, калибровочной шайбы 4 и двух монолитных консолей крыла 5.

Летательный аппарат размещается на крыльевом модуле и закрепляется с помощью имеющихся средств крепления. Летательный аппарат имеет углубление для штифта 3, являющегося центрующей базой для поворота.

Основание 1 и упорная шайба 2 соединены между собой при помощи, по крайней мере, одного крепежного элемента, которым может являться штифт 3.

Калибровочная шайба 4 находится между основанием 1 и упорной шайбой 2.

Основание 1 и упорная шайба 2 образуют втулку, боковая поверхность которой образована цилиндрической и двумя конусообразными поверхностями, а диаметр внутренней цилиндрической поверхности консоли крыла 5 равен диаметру цилиндрической поверхности втулки.

Каждая из консолей крыла 5 выполнена как монодеталь и имеет классные поверхности контакта для снижения фрикционного взаимодействия, и глухие отверстия на кольцах для размещения смазки.

Поперечное сечение корневой части каждой из консолей крыла 5 имеет трапециевидную форму, переходящую в прямоугольную форму. Сторона прямоугольного сечения имеет большую длину, чем прилегающее к ней основание трапеции. Угол наклона боковых сторон трапециевидного сечения зависит от требуемой прочности крыльевого модуля.

Корневые части консолей крыла 5 установлены одна над другой на одной оси в параллельных плоскостях, перпендикулярных вертикальной оси, с возможностью поворота относительно вертикальной оси в противоположные стороны в секторах, ограниченных с одной стороны средством фиксации в сложенном положении, а с другой стороны средством фиксации в разложенном положении каждой из консолей.

Поворот консоли крыла 5 происходит по двум поверхностям контакта двух консолей крыла 5 между собой и консоли крыла 5 с основанием 1 или упорной шайбой 2.

В целях унификации консоли крыла 5 могут быть изготовлены взаимозаменяемыми.

В частном случае консоли крыла 5 могут быть выполнены из полимерных композитных материалов для снижения массы и обеспечения надежности без потери полезного объема.

Во втором частном случае консоли крыла 5 оснащены антифрикционными кольцами в месте контакта консоли с основанием, консоли с упорной шайбой и двух консолей между собой.

Поворотный узел крыла компактного АСП работает следующим образом.

На основание 1 устанавливают компактный летательный аппарат и размещают его на подвеске авиационного носителя. Пуск компактного летательного аппарата производится во время полета авиационного носителя, после чего срабатывает механизм раскладывания консолей крыла 5 и они поворачиваются относительно вертикальной оси до нужного положения. После раскрытия консоли крыла 5 фиксируются. Производится летная программа компактного летательного аппарата.

Поворотный узел крыла предназначен для компоновки различных типов компактных летательных аппаратов, используемых с авиационными носителями.

Таким образом, за счет предложенного технического решения становится возможным создание поворотного узла крыла компактных летательных аппаратов, обеспечивающего необходимую несущую способность крыла, а также заданные прочностные характеристики в условиях жестких габаритных ограничений.

Представленные чертежи и описание устройства позволяют изготовить устройство промышленным способом, что характеризует предлагаемое изобретение как промышленно применимое.

1. Поворотный узел крыла компактного летательного аппарата, состоящий из двух консолей крыла, штифта, а также соединенных между собой при помощи, по крайней мере, одного крепежного элемента, основания и упорной шайбы, при этом между основанием и упорной шайбой установлена калибровочная шайба; поперечное сечение корневой части консоли имеет трапециевидную форму, переходящую в прямоугольную; основание и упорная шайба образуют втулку, боковая поверхность которой образована цилиндрической и двумя конусообразными поверхностями, а диаметр внутренней цилиндрической поверхности консоли крыла равен диаметру цилиндрической поверхности втулки; коническая поверхность втулки эквидистантна, или близка к эквидистанте, конической поверхности корневой части консоли крыла; корневые части консолей установлены одна над другой на одной оси в плоскостях, перпендикулярных вертикальной оси с возможностью поворота относительно боковой поверхности втулки в противоположные стороны в секторах, ограниченных с одной стороны средством фиксации в сложенном положении, а с другой стороны средством фиксации в разложенном положении каждой из консолей; поворот консоли крыла происходит по двум поверхностям контакта двух консолей крыла между собой и консоли крыла с основанием или упорной шайбой.

2. Поворотный узел крыла компактных летательных аппаратов по п.1, отличающийся тем, что консоли крыла выполнены из полимерных композитных материалов.

3. Поворотный узел крыла компактных летательных аппаратов по п.1, отличающийся тем, что консоли крыла оснащены антифрикционными кольцами в месте контакта консоли с основанием, консоли с упорной шайбы и двух консолей между собой.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области военной техники, в частности к управляемым артиллерийским снарядам. Стабилизатор снаряда содержит корпус, закрепленные в корпусе на осях лопасти и механизм стопорения.

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.

Изобретение относится к космической, ракетной и морской технике и касается раскрытия и автоматической установки в рабочее положение несущей управляющей плоскости летательного аппарата (ЛА).

Изобретение относится к авиационной и космической технике и может быть использовано в спускаемых летательных аппаратах (ЛА). Устройство управления спускаемым ЛА содержит в хвостовой части ЛА две пары, попарно симметрично расположенных в горизонтальной и вертикальной плоскостях, аналогичных аэродинамических поворачиваемых элементов, приводы вращения аэродинамических элементов (АЭ).

Изобретение относится к области наведения управляемых ракет. Способ наведения по оптическому лучу ракеты, стартующей с подвижного носителя, включает формирование на носителе лазерного луча с информационным полем управления, наведение на цель оптического прицела, ось которого съюстирована с осью информационного поля, ориентирование оси пускового устройства в направлении оси луча, пуск ракеты со сложенными аэродинамическими рулями и ввод ракеты в информационное поле, открытие на ракете приемника излучения и формирование команд управления, зависящих от положения ракеты относительно оси информационного поля, раскрытие аэродинамических рулей и их отклонение.

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

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к складным аэродинамическим поверхностям и механизмам их раскрытия. .

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к складным аэродинамическим поверхностям и механизмам их раскрытия. .

Изобретение относится к области ракетной техники и касается складываемых аэродинамических поверхностей и механизмов их раскрытия. .

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

Изобретение относится к ракетной технике и касается устройств фиксации складываемых аэродинамических поверхностей. Аэродинамический руль ракеты содержит установленную на корпусе ракеты аэродинамическую поверхность с возможностью складывания, привод управления рулем. Привод установлен в корпусе ракеты с возможностью вращения, в котором зафиксированы аэродинамическая поверхность и механизм стопорения. Механизм стопорения содержит подпружиненно-поворотную качалку, контактирующую с аэродинамической поверхностью. Аэродинамическая поверхность выполнена цельной. На одном конце качалки выполнен зуб, контактирующий с аэродинамической поверхностью. В приводе управления выполнены дугообразный паз, ограничивающий углы поворота аэродинамической поверхности, и прорезь для установки другого конца качалки. Достигается эффективная фиксация руля от поворота в сложенном положении, используя при этом минимально возможный зазор между внутренним обводом транспортно-пускового стакана и корпусом ракеты. 6 ил.

Изобретение относится к области оборонной техники, а именно, к складывающимся рулям или стабилизаторам управляемых ракет. Складной руль управляемой ракеты содержит закрепленную на выходном валу привода корневую часть руля, поворотную часть руля, установленную на двух полуосях, размещенных в корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него, и механизм раскрытия руля. Механизм раскрытия руля включает толкатель, расположенный в корневой части руля с возможностью его перемещения по оси вала привода под действием газа высокого давления, и поворотный рычаг. Поворотный рычаг кинематически связывает толкатель и поворотную часть руля. Корневая часть руля снабжена двумя стопорами поворотной части руля в ее раскрытом положении, выполненными в виде подпружиненных штоков. Нижняя часть поворотного рычага, взаимодействующего с толкателем, установлена над толкателем и выполнена с поперечным отверстием. В отверстии с двух сторон размещены шарики и подпружиненные цилиндрические фиксаторы. Фиксаторы размещены в плоскости симметрии корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него. Верхняя часть толкателя выполнена суженной с конической вершиной, размещенной под подпружиненными шариками и предназначенной для взаимодействия с последними при движении толкателя. Достигается повышение надежности конструкции. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Предлагаемое изобретение относится к оборонной технике, а более конкретно к комплексам вооружения. Комплекс вооружения содержит пулю со стабилизатором, размещенную в пусковой трубе. Задняя часть пули выполнена в виде стабилизатора, жестко закрепленного на корпусе стартового двигателя пули. Стабилизатор представляет собой аэродинамическую юбку. Юбка упругодеформирована с возможностью обеспечения размещения в пусковой трубе. Диаметр большего основания юбки в раскрытом состоянии больше внутреннего диаметра пусковой трубы. Достигается обеспечение необходимой степени статической устойчивости пули при полете с числами Маха больше единицы. 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится ракетной технике, а именно к устройствам стабилизации движения ракеты. Устройство стабилизации движения ракеты при подводном старте содержит шарнирно закрепленные с корпусом стартово-разгонной ступени решетчатые стабилизаторы, кронштейн, двухпозиционный привод раскрытия, складывания и фиксации (ДППРСФ), электрические разъемы для соединения с системой управления ракетой. ДППРСФ содержит в едином корпусе силовой и два демпфирующих цилиндра, силовые шток и поршень, два демпфирующих штока и поршня. В газовых полостях силового цилиндра встроены механизмы фиксации, расфиксации силового штока с шариками и механизмы выравнивания давления с канавками. Решетчатые стабилизаторы фиксируют в сложенном положении на корпусе стартово-разгонной ступени ракеты, после выхода из транспортно-пускового контейнера по сигналам системы управления стабилизаторы расфиксируют, раскрывают и фиксируют в раскрытом положении, после выхода из воды решетчатые стабилизаторы складывают и фиксируют в сложенном положении одновременно с раскрытием и фиксацией маршевых рулей конструктивными средствами, после достижения заданной скорости отделяют стартово-разгонную ступень со сложенными решетчатыми стабилизаторами от ракеты. Изобретение позволяет повысить устойчивость движения ракеты при старте с движущегося носителя. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области управляемых ракет, а именно к складным аэродинамическим рулям беспилотных летательных аппаратов. Складной аэродинамический руль беспилотного летательного аппарата состоит из корневой части, складывающейся части, подпружиненных стопоров и оси складывания с пружиной. Складывающаяся часть руля содержит консоль с выполненным отверстием. На концах консоли внутренняя поверхность выполнена в виде конусов, а торцы консоли имеют направляющие фаски. Достигается оптимизация габаритных характеристик аэродинамических рулей в сложенном положении при обеспечении усилия раскладывания в условиях мощного набегающего потока и повышение надежности. 3 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области управляемых ракет, а именно к складным аэродинамическим рулям беспилотных летательных аппаратов. Складной аэродинамический руль состоит из корневой части, складывающейся части, механизмов фиксации и раскрытия руля. В полости деталей корневой части руля размещены элементы механизма фиксации в виде подпружиненных стопоров, которые одновременно удерживают на поверхности руля механизм раскрытия при запирании их подпружиненным упором в отверстиях корневой части при сложенном положении аэродинамического руля. В консоли выполнено отверстие для фиксации аэродинамического руля в разложенном положении при помощи стопоров корневой части руля. Механизм раскрытия руля представляет собой ось с расположенной на ней пружиной, запираемой с двух сторон кронштейнами, при помощи которых происходит закрепление его на поверхности руля. Достигается оптимизация габаритных характеристик аэродинамических рулей, обеспечивается повышенная жесткость и возможность повторного складывания при наземных испытаниях систем ракеты. 7 ил.

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.

Изобретение относится к области летательных аппаратов (ЛА). Устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей ЛА состоит из узла, обеспечивающего прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к корпусу летательного аппарата и замкового устройства. В устройстве фиксации установлены подпружиненные толкатели. Узел выполнен в виде упругого бандажа с законцовками, состоящего из нескольких по числу аэродинамических поверхностей частей, каждая из которых снабжена натяжным устройством. Законцовки каждой пары соседних частей и толкатели размещены в пазах, выполненных в узлах подвески аэродинамических поверхностей, зафиксированы пиростопорами замкового устройства. Толкатели установлены с упором в законцовки бандажа. Изобретение направлено на улучшение аэродинамических характеристик ЛА за счет отбрасывания узла, обеспечивающего прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к корпусу ЛА после его расфиксации. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к вооружению и может быть использовано в артиллерийских снарядах со складными хвостовыми стабилизаторами. Заряжают артиллерийский снаряд, отсоединяют хвостовое оперение от основной части и устанавливают в стволе в направлении, обратном выстреливанию, и жестко скрепляют со стволом, доводят массу основной части до массы снаряда, размещают метательный заряд между основной частью и складным хвостовым оперением, выстреливают снаряд из ствола под действием давления пороховых газов. Изобретение позволяет обеспечить объективную оценку результатов воздействия термогазодинамических и механических нагрузок на элементы конструкции хвостового оперения. 3 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным частям реактивных снарядов и ракет. Ракетная часть реактивного снаряда содержит двигатель с соплом, раскрывающиеся лопасти и гильзу с узлом форсирования. Узел форсирования гильзы выполнен в виде разрывного кольца с перемычками с тарированным усилием разрыва и скреплен с соплом двигателя. Перемычки выполнены в разрывном кольце, на котором, с одной стороны - на внешней, с другой - на внутренней поверхностях, выполнены резьбы для соединения с гильзой и соплом соответственно, при этом на наружной и внутренней поверхностях разрывного кольца выполнены конические участки, соответственно взаимодействующие с коническими участками, выполненными конгруэнтно на гильзе и на сопле. В разрывном кольце между перемычками выполнены Н-образные окна. Гильза снабжена демпфером, выполненным в виде кольцевого гофра. Техническим результатом изобретения является уменьшение массы, а также повышение надежности и безопасности при пуске и эксплуатации снаряда. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх