Складываемая аэродинамическая поверхность



Складываемая аэродинамическая поверхность
Складываемая аэродинамическая поверхность
Складываемая аэродинамическая поверхность

 


Владельцы патента RU 2548960:

Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (RU)

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Складываемая аэродинамическая поверхность содержит центроплан и шарнирно соединенную с ним панель, расположенную в центроплане соосно оси складывания и с возможностью контакта толкателя и винтового штока. Шток установлен в двух соосных цилиндрических отверстиях, одно из которых расположено в центроплане и выполнено с винтовыми пазами, в которых размещены выступы винтового штока, а другое отверстие выполнено в панели. Шток и отверстие в панели образуют подвижное шлицевое соединение. На торце шлицевой части штока выполнено резьбовое отверстие соосно оси штока, а в стенке центроплана со стороны этого торца выполнено отверстие для доступа к резьбовому отверстию. В центроплане выполнен регулируемый по высоте выступ для упора панели при повороте на угол раскрытия. Изобретение направлено на улучшение аэродинамических характеристик и рациональное использование энергетики привода. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Заявляемое техническое решение относится к авиационной и ракетной технике и может быть использовано для установки складывающихся аэродинамических поверхностей на летательных аппаратах (ЛА), стартующих из транспортно-пускового контейнера ограниченного объема.

Известен складываемый аэродинамический орган управляемого снаряда (патент RU 2280230, МПК F42B 10/14), содержащий руль, цапфу с осью, ось складывания, механизм раскрытия в виде пружины кручения, расположенной по оси складывания и связанной одним концом с рулем, а другим - с цапфой, механизм фиксации в виде пружины сжатия с двумя фиксаторами, входящими в раскрытом положении в отверстия цапфы.

Недостатки данного устройства:

- обеспечивается раскрытие рулей в воздухе, но не в воде из-за недостаточной мощности привода (мощная пружина кручения потребует неприемлемые габариты для складываемого аэродинамического органа);

- при заданном угле раскрытия рулей и при соблюдении заданных габаритов, в которые можно поместить пружину кручения, приходится проектировать пружину с высокими касательными напряжениями на угле раскрытия, что может привести при длительном хранении к ослаблению ее моментных характеристик;

- при достаточно мощной пружине кручения перевод руля из раскрытого положения в сложенное без специального приспособления будет затруднен.

За ближайший аналог авторами принята складываемая аэродинамическая поверхность (патент RU 2492412, МПК B64C 3/56, F42B 10/14), содержащая основание и шарнирно соединенную с ним лопасть, толкатель и винтовой преобразователь поступательного движения толкателя во вращательное движение лопасти, включающий два цилиндра с винтовыми поверхностями и взаимодействующий с ними рабочий элемент, при этом цилиндры расположены последовательно соосно, один из цилиндров соединен с основанием, а другой - с лопастью, причем второй цилиндр имеет винтовые поверхности другого направления, чем винтовые поверхности первого цилиндра, при этом рабочий элемент выполнен в виде нарезного штока, размещенного во внутренних полостях цилиндров с возможностью поступательного и вращательного перемещений, одним концом жестко связанного с толкателем, скользящим внутри первого цилиндра, а другим концом введенного во второй цилиндр, при этом винтовые канавки, выполненные по образующей поверхности нарезного штока, в его средней части меняют свое направление с одного на другое, ответное винтовым поверхностям цилиндров.

Шток с двумя винтовыми канавками разных направлений и шток с одной винтовой канавкой при одинаковых углах подъема винтовой линии имеют одинаковую длину. Но шток с двумя винтовыми канавками, поворачивая лопасть на заданный угол, сам при этом поворачивается на угол в два раза меньший, а значит и перемещается на длину в два раза меньшую. В этом его преимущество. Но ход штока в подавляющем большинстве случаев не является определяющим фактором, тем более что уменьшить ход штока можно за счет уменьшения угла подъема винтовой линии штока. Поэтому ради этого параметра не стоит усложнять конструкцию штока, выполняя две винтовые канавки разных направлений.

Недостатки данного устройства:

- по виду в плане имеется большая щель между лопастью и основанием аэродинамической поверхности, что ухудшает ее аэродинамические характеристики;

- в конструкции не предусмотрена возможность перевода аэродинамической поверхности из раскрытого положения в сложенное;

- передача крутящего момента от винтового штока к лопасти осуществляется не силой, действующей на плечо, а составляющей этой силы, действующей на то же плечо, поскольку имеет место угол наклона винтовой линии штока по отношению к передаваемой силе, т.е. имеет место нерациональное использование энергетики привода;

- не предусмотрено, имея в виду большую угловую скорость раскрытия, погашение этой скорости при постановке аэродинамической поверхности на фиксаторы, что снижает надежность фиксации аэродинамической поверхности после раскрытия.

Целью заявляемого технического решения является упрощение конструкции и улучшение аэродинамических характеристик складываемой аэродинамической поверхности, обеспечение рационального использования энергетики привода, повышения надежности фиксации аэродинамической поверхности после раскрытия и обеспечения ее перевода из раскрытого положения в сложенное путем приложения усилия от руки.

Поставленная цель достигается тем, что в складываемой аэродинамической поверхности, содержащей центроплан и шарнирно соединенную с ним панель, расположенные в центроплане соосно оси складывания и с возможностью контакта толкатель и винтовой шток, при этом шток установлен в двух соосных цилиндрических отверстиях, одно из которых расположено в центроплане и выполнено с винтовыми пазами, в которых размещены выступы винтового штока, а другое отверстие выполнено в панели, при этом шток и отверстие в панели образуют подвижное шлицевое соединение, на торце шлицевой части штока выполнено резьбовое отверстие соосно оси штока, а в стенке центроплана со стороны этого торца выполнено отверстие для доступа к резьбовому отверстию, в центроплане также выполнен регулируемый по высоте выступ для упора панели при повороте на угол раскрытия.

Как известно из курса деталей машин, чем больше угол подъема винтовой линии, тем меньше трение на винте и тем выше КПД винтовой пары, определяемый по формуле:

η=tg(α)/tg(α+ρ),

где η - коэффициент полезного действия винтовой пары;

α - угол подъема винтовой линии;

ρ - угол трения.

Кроме того, винты с большим углом подъема винтовой линии не дают самоторможения, т.к. у них угол подъема винтовой линии больше угла трения.

Выбирая максимально возможный угол подъема винтовой линии штока исходя из угла складывания аэродинамической поверхности, габаритов, отведенных для механизма раскрытия, и других возможных ограничений, мы тем самым выходим на максимально возможный КПД пары винтовой шток - цилиндрическое отверстие с винтовыми пазами для данной аэродинамической поверхности.

Для передачи крутящего момента, как известно из того же курса деталей машин, самым оптимальным является шлицевое соединение. Поэтому на винтовом штоке есть шлицевая часть, которая совместно с отверстием в панели образует шлицевое соединение.

Таким образом, благодаря большому углу подъема винтовой линии штока в паре винтовой шток - цилиндрическое отверстие с винтовыми пазами и благодаря шлицевому соединению в паре шток - панель мы добиваемся оптимального использования энергетики привода.

Обеспечение складывания после раскрытия является немаловажным фактором при работе со складываемыми аэродинамическими поверхностями. Оно необходимо при наземной отработке, при проведении сборки, испытаний.

В нашем случае, при приложении к панели силы от руки, создающей момент относительно ее оси складывания, будет иметь место эффект самоторможения, так как в направлении действия такой силы угол подъема винтовой линии штока будет меньше угла трения. С целью складывания аэродинамической поверхности после раскрытия, на торце шлицевой части штока выполняется резьбовое отверстие соосно оси штока, а в стенке центроплана, примыкающей к этому торцу, выполняется отверстие для доступа к резьбовому отверстию. Вставляя в это отверстие технологический стержень и вворачивая его в резьбовое отверстие на торце штока, мы можем воздействовать на винтовой шток усилием от руки в направлении оси складывания и тем самым переводить винтовой шток, толкатель и аэродинамическую поверхность в исходное сложенное положение. При этом нам не требуются энергозатраты привода.

Исходя из того, что допустимую несинхронность раскрытия аэродинамических поверхностей можно обеспечить за счет малого времени раскрытия, а также из того, что описанный выше механизм обеспечивает малое время раскрытия, например, за счет срабатывания от газогенератора, в центроплане выполнен регулируемый выступ для упора панели при повороте на угол раскрытия.

В конце раскрытия панель своим кронштейном ударяет по регулируемому выступу и останавливается. Подпружиненный фиксатор (не показан), благодаря этому успевает сработать и надежно зафиксировать панель.

Предложенное техническое решение поясняется чертежами.

На фиг.1 изображена складываемая аэродинамическая поверхность 1, содержащая центроплан 2 и панель 3. Центроплан 2 своим кронштейном 4 соединен с корпусом 5 летательного аппарата и через тот же кронштейн шарнирно соединен с кронштейном 6 панели 3 по оси складывания 7. С кронштейном 4 соединен корпус 8 механизма раскрытия панели, размещенный внутри центроплана 2.

На фиг.2 дан вид Б на аэродинамическую поверхность в раскрытом положении с разрезом по оси складывания 7. На кронштейне 4 центроплана 2 установлена втулка 9 с винтовыми пазами, ответными выступам винтового штока 10. К торцу винтового штока примыкает толкатель 11, расположенный в корпусе 8 механизма раскрытия панели. Корпус 8 соединен со втулкой 9. Механизм раскрытия панели срабатывает от силового привода, например, от газогенератора 12, соединенного с корпусом 8. Шток 10 своей шлицевой частью 13 образует со шлицевым отверстием 14 в кронштейне 6 подвижное шлицевое соединение. На торце шлицевой части штока 10 выполнено резьбовое отверстие 15, а в стенке кронштейна 4 выполнено отверстие 16 для доступа к отверстию 15. В кронштейне 4 также выполнен регулируемый выступ 17.

На фиг.3 изображен разрез А-А по аэродинамической поверхности в раскрытом положении. Кронштейн 4 центроплана установлен на корпусе 5 летательного аппарата. Кронштейн 6 панели 3 повернут вокруг оси складывания 7 за счет подвижного шлицевого соединения штока 10 и шлицевого отверстия 14 в кронштейне 6. В конце раскрытия панель 3 взаимодействует с пластинами 17 регулируемого выступа и происходит надежная фиксация панели по оси фиксаторов 18.

Устройство работает следующим образом. При срабатывании силового привода, например, газогенератора 12, начинает перемещаться толкатель 11, заставляя перемещаться винтовой шток 10. Проходя втулку 9 с винтовыми пазами, шток 10 закручивается, заставляя вращаться панель 3, которая имеет шлицевое соединение с винтовым штоком 10. Так происходит раскрытие аэродинамической поверхности. В конце раскрытия панель 3 своим кронштейном 6 ударяет по регулируемому выступу 17 кронштейна 4 и останавливается. Подпружиненный фиксатор (не показан) благодаря этому успевает сработать и надежно зафиксировать панель 3 по оси фиксаторов 18.

Панель 3 переводится из раскрытого положения в сложенное после расфиксации. Для этого в отверстие 16 кронштейна 4 вставляется (например, через крышку в центроплане 2) технологический стержень и вворачивается в резьбовое отверстие 15 штока 10. Перемещая технологический стержень вдоль оси складывания 7, мы тем самым перемещаем шток 10 и толкатель 11 в исходное положение, а панель 3 при этом поворачивается из раскрытого положения в сложенное.

Предложенная конструкция успешно прошла лабораторно-стендовые и летно-конструкторские испытания в составе летательного аппарата в диапазоне температур ±50°C.

Использование предлагаемого технического решения позволит упростить конструкцию и улучшить аэродинамические характеристики складываемой аэродинамической поверхности, обеспечить рациональное использование энергетики привода, повысить надежность фиксации аэродинамической поверхности после раскрытия и обеспечить ее перевод из раскрытого положения в сложенное путем приложения усилия от руки.

1. Складываемая аэродинамическая поверхность, содержащая центроплан и шарнирно соединенную с ним панель, расположенные в центроплане соосно оси складывания и с возможностью контакта толкатель и винтовой шток, при этом шток установлен в двух соосных цилиндрических отверстиях, одно из которых расположено в центроплане и выполнено с винтовыми пазами, в которых размещены выступы винтового штока, а другое отверстие - в панели, отличающаяся тем, что шток и отверстие в панели образуют подвижное шлицевое соединение, на торце шлицевой части штока выполнено резьбовое отверстие соосно оси штока, а в стенке центроплана со стороны этого торца выполнено отверстие для доступа к резьбовому отверстию, в центроплане также выполнен выступ для упора панели при повороте на угол раскрытия.

2. Складываемая аэродинамическая поверхность по п.1, отличающаяся тем, что выступ в центроплане выполнен регулируемым по высоте.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике и касается складываемых аэродинамических поверхностей и механизмов их раскрытия. Раскрываемый руль ракеты состоит из вала, установленного в корпусе ракеты с возможностью поворота, аэродинамической поверхности, жестко фиксируемой в раскрытом положении и шарнирно соединенной с валом, механизма раскрытия руля, содержащего подпружиненный толкатель.

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.

Изобретение относится к ракетной технике и касается складных аэродинамических поверхностей и механизмов их раскрытия. Раскрываемый руль ракеты состоит из фиксируемой в раскрытом положении складываемой части руля, корневой части, поршня.

Беспилотный летательный аппарат содержит продольный корпус, снабженный X-образными аэродинамическими поверхностями, каждая из которых выполнена складывающейся, с поворотной частью относительно оси, расположенной вдоль корпуса на неподвижной, корневой части аэродинамической поверхности на расстоянии от вертикальной плоскости симметрии беспилотного летательного аппарата, приводы поворотных частей аэродинамических поверхностей, узлы подвески под самолет-носитель, расположенные в верхней части корпуса, и систему управления.

Изобретение относится к вращающимся реактивным снарядам систем залпового огня. .

Изобретение относится к устройствам фиксации, в частности к устройствам фиксации складывающихся аэродинамических поверхностей летательных аппаратов в сложенном положении.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к реактивным снарядам систем залпового огня. .

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к реактивным снарядам реактивных систем залпового огня. .

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к реактивным снарядам систем залпового огня. .

Изобретение относится к области кумулятивных кассетных боеприпасов. .

Изобретение относится к области авиации, в частности к самолетам со складываемым крылом. Транспортное средство содержит фюзеляж (1), движитель, крыло, консоли (2, 3) которого выполнены с возможностью складывания, устройство складывания крыла.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к способу приведения в полетную конфигурацию летательного аппарата (ЛА), транспортируемого к точке сброса авиационным носителем.
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.

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.

Изобретение относится к устройствам соединения и разделения частей крыла. Механизм содержит корпус, в котором установлены поршень и гильза.

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.

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 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.

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 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.
Наверх