Складываемая аэродинамическая поверхность с двумя линиями складывания



Складываемая аэродинамическая поверхность с двумя линиями складывания
Складываемая аэродинамическая поверхность с двумя линиями складывания
Складываемая аэродинамическая поверхность с двумя линиями складывания

 


Владельцы патента RU 2549999:

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

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Складываемая аэродинамическая поверхность с двумя линиями складывания содержит центроплан, корневую и концевую панель, оси складывания которых параллельны оси корпуса летательного аппарата, силовой привод корневой панели, установленный в центроплане и регулируемый по длине шток, установленный в корневой панели для взаимодействия с концевой панелью. Шток установлен с возможностью прямолинейного перемещения и контакта своим торцом под действием пружины сжатия с профилированным пазом, выполненным в центроплане, а другим своим торцом, имеющим скос, с профилированным зубом, выполненным в концевой панели. Изобретение направлено на упрощение конструкции с двумя линиями складывания. 3 ил.

 

Заявляемое техническое решение относится к авиационной и ракетной технике и может быть использовано для установки складываемых 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;

- при одной линии складывания не всегда обеспечивается размещение ЛА в пусковом контейнере.

Известны складываемые аэродинамические поверхности с двумя линиями складывания. Их классификация представлена в книге «Грущанский В.А., Дергачев А.А. Проектирование и эффективность летательных аппаратов. М., 2008, стр.26-27».

На рис.1.3.7б вышеуказанной книги представлена схема, когда корневая и концевая панели в сложенном положении последовательно обхватывают корпус летательного аппарата. В этом случае получается наиболее компактное складывание, при этом корневая панель при раскрытии поворачивается на угол больше 90°, а концевая панель относительно корневой панели - на угол меньше 90°.

За ближайший аналог авторами принята конструкция складываемого стабилизатора с двумя линиями складывания, приведенная в книге «Голубев И.С. и др. Конструкция и проектирование летательных аппаратов. М., 1995, стр.276, рис.11.31».

Стабилизатор состоит из центроплана, средней части и концевой части. При этом в сложенном положении средняя часть обхватывает корпус ЛА, а концевая часть располагается между корпусом ЛА и средней частью, то есть угол поворота концевой части относительно средней части составляет 180°. Это видно из рис.11.31б и 11.31в.

Силовой привод представляет собой пневмогидравлический механизм раскладывания средней части стабилизатора, который при срабатывании поворачивает среднюю часть стабилизатора относительно ее оси складывания. В средней части стабилизатора установлена с эксцентриситетом относительно оси складывания средней части регулируемая по длине тяга 2 (см. рис.11.31а, б, в), связанная с одной стороны с механизмом раскладывания средней части, а с другой стороны - с механизмом раскладывания концевой части стабилизатора посредством серьги 5 и качалки 4. В ходе поворота средней части стабилизатора тяга 2 за счет заданного эксцентриситета начинает при помощи серьги 5 и качалки 4 поворачивать концевую часть стабилизатора, совершая при этом сложное плоское движение.

К преимуществам данного устройства следует отнести то, что раскрытие средней и концевой частей стабилизатора обеспечивается за счет одного силового привода благодаря обеспечению кинематической связи между средней и концевой частью.

Недостатки данного устройства:

- нерациональная схема складывания стабилизатора с точки зрения вписывания в ограниченный габарит;

- нерациональная схема складывания стабилизатора с точки зрения энергетики - концевую часть необходимо повернуть на угол 180°;

- нерациональная кинематика раскрытия в виде сложного плоского движения элементов механизма, включая тягу, когда необходимо обеспечивать запаздывание раскрытия концевой части относительно средней части во избежание удара концевой части о корпус ЛА;

- для обеспечения плоского движения элементов механизма раскрытия концевой панели требуется большая строительная высота корневой панели, в которой он размещен;

- из-за сложности механизма снижается его надежность, а наличие большого количества шарнирных сочленений приводит к дополнительным люфтам в механизме.

Целью заявляемого технического решения является упрощение конструкции складываемой аэродинамической поверхности с двумя линиями складывания и повышение ее надежности, а также повышение ее технологичности при изготовлении, сборке и эксплуатации.

Поставленная цель достигается тем, что корневая и концевая панели в сложенном положении прилегают к корпусу, при этом угол складывания корневой панели получается больше 90°, а концевой панели относительно корневой панели - не превышает 90°. Для обеспечения раскрытия концевой панели с помощью силового привода корневой панели в корневой панели установлен регулируемый по длине подпружиненный шток, при этом шток установлен с возможностью прямолинейного перемещения (в прототипе тяга как аналог штока совершает плоское движение и имеет шарнирные сочленения с несколькими деталями) и контакта своим торцом под действием пружины сжатия с профилированным пазом, выполненным в центроплане, а другим своим торцом, имеющим скос, с профилированным зубом, выполненным в концевой панели.

Предложенное техническое решение поясняется чертежами.

На фиг.1 дан вид в плане на аэродинамическую поверхность 1 с двумя линиями складывания, содержащую центроплан 2, корневую панель 3, концевую панель 4, силовой привод 5, установленный на кронштейне 6 центроплана 2 и обеспечивающий вращение корневой панели 3 вокруг ее оси складывания 7, а также регулируемый по длине шток 8, установленный в корневой панели 3 и обеспечивающий вращение концевой панели 4 вокруг ее оси складывания 9. Кронштейн 6 центроплана 2 установлен на корпусе ЛА 10.

На фиг.2 изображена аэродинамическая поверхность в сложенном положении по сеч. А-А. При этом корневая панель 3 и концевая панель 4 последовательно обхватывают корпус летательного аппарата. Шток 8 установлен в корневой панели 3 с возможностью прямолинейного перемещения под действием пружины 11 и упирается с одной стороны в профилированный паз 12 кронштейна 6, а с противоположной стороны шток 8 своим скосом 13 контактирует с профилированным зубом 14 концевой панели 4. Видно, что корневая и концевая панели в сложенном положении не выходят за внутренний контур контейнера 15, а угол складывания концевой панели относительно корневой панели не превышает 90°.

На фиг.3 изображена аэродинамическая поверхность в раскрытом положении по сеч. А-А. В этом положении концевая панель 4 зафиксирована относительно корневой панели 3, в свою очередь корневая панель зафиксирована относительно кронштейна 6 центроплана 2.

Устройство работает следующим образом. При срабатывании силового привода 5 корневая панель 3 поворачивается вокруг оси складывания корневой панели 7. Шток 8, упирающийся в профилированный паз 12 кронштейна 6, под действием пружины 11 в ходе вращения корневой панели 3 отжимается внутрь корневой панели и своим скосом 13 воздействует на профилированный зуб 14 концевой панели 4, заставляя концевую панель поворачиваться вокруг оси складывания концевой панели. В ходе одновременного вращения корневая и концевая панели переводятся в раскрытое положение. Стопорение корневой и концевой панели обеспечивается подпружиненными фиксаторами (не показаны).

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 складываемой аэродинамической поверхности с двумя линиями складывания и повысить ее надежность, а также повысить ее технологичность при изготовлении, сборке и эксплуатации.

Складываемая аэродинамическая поверхность с двумя линиями складывания, содержащая центроплан, корневую и концевую панель, оси складывания которых параллельны оси корпуса летательного аппарата, силовой привод корневой панели, установленный в центроплане и регулируемый по длине шток, установленный в корневой панели для взаимодействия с концевой панелью, отличающаяся тем, что шток установлен с возможностью прямолинейного перемещения и контакта своим торцом под действием пружины сжатия с профилированным пазом, выполненным в центроплане, а другим своим торцом, имеющим скос, с профилированным зубом, выполненным в концевой панели.



 

Похожие патенты:

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.

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 летательных аппаратов (ЛА). Устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей ЛА состоит из узла, обеспечивающего прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к корпусу летательного аппарата и замкового устройства.

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.

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 легким гидросамолетам (самолетам-амфибиям) для базирования на кораблях легкого класса или в прибрежной зоне. Легкий гидросамолет содержит фюзеляж-лодку, крыло, консоли которого выполнены складывающимися и разделенными на две части по размаху - внутренняя складывается вверх, а внешняя складывается вниз вдоль внутренней части консоли крыла, оперение, силовую установку. При этом центральная неотъемная от лодки водоизмещающая часть крыла увеличена по размаху. В плоскости симметрии над центром тяжести установлен крюк с направляющей и защелкой для подъема самолета на корабль или берег и спуска на воду. Достигается упрощение эксплуатации самолета на кораблях легкого класса, отпадает необходимость остановки судна при его подъеме на палубу и спуске на воду, возможность базирования на сухопутных стоянках для катеров и лодок, оборудованных слипами или подъемными кранами. 3 ил.
Наверх