Способ фиксации аэродинамического руля летательного аппарата



Способ фиксации аэродинамического руля летательного аппарата
Способ фиксации аэродинамического руля летательного аппарата
Способ фиксации аэродинамического руля летательного аппарата
Способ фиксации аэродинамического руля летательного аппарата

Владельцы патента RU 2662718:

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 области летательных аппаратов (ЛА), а именно к способам фиксации рулей от поворота до начала работы рулевых приводов. Способ фиксации аэродинамического руля летательного аппарата включает размещение подпружиненного штока фиксатора в подвижном и неподвижном элементах летательного аппарата. При этом часть штока, к которой приложено усилие пружины, закреплена в подвижном элементе летательного аппарата, соединенном с рулем, другая часть штока зафиксирована в неподвижном элементе летательного аппарата, при этом часть штока, расположенная между подвижным и неподвижным элементами, выполнена с проточкой. 7 ил.

 

Изобретение относится к области летательных аппаратов (ЛА), а именно к способам фиксации рулей от поворота до начала работы рулевых приводов ЛА.

Известно изобретение под названием «Устройство для блокировки вала и способ его испытания» (п. США №8030603, МПК4 F42В 15/01, опубл. 2011 г.), в котором описан способ фиксации аэродинамической поверхности, заключающийся в том, что руль установлен на поворотный вал, внутри корпуса на вал установлены ведомая и ведущая полумуфты.

Между опорными поверхностями корпуса и ведомой полумуфты расположена пружина. Пружина вызывает силу, направленную противоположно опорной поверхности ведомой полумуфты. На опорной поверхности ведомой полумуфты установлен штифт. В транспортном положении штифт соединен с отверстием в корпусе ракеты. На противоположной поверхности ведомой полумуфты расположены кулачки. Ведомая полумуфта имеет возможность свободно перемещаться вдоль вала. Вращению ведомой полумуфты относительно вала препятствует шпоночное соединение.

Ведущая полумуфта на поверхности, сопряженной с ведомой полумуфтой, содержит кулачки, соответствующие кулачкам ведомой полумуфты, и при зацеплении кулачков какое-либо вращение ведущей полумуфты передается на ведомую полумуфту. Ведущая полумуфта имеет возможность свободно вращаться относительно вала.

В транспортном положении полумуфты не сцеплены, кулачки полумуфт опираются друг на друга, но при этом не входят в зацепление. При этом штифт находится в зацеплении с отверстием корпуса, которое препятствует вращению ведомой полумуфты, а следовательно, вала и руля.

При применении ракеты в момент задействования рулевого привода сила от штока привода воздействует на ведущую полумуфту и приводит полумуфту во вращение. В результате чего кулачки ведущей полумуфты смещаются относительно кулачков ведомой полумуфты и под действием пружины ведущая полумуфта входит в зацепление с ведомой. При этом штифт выходит из отверстия в корпусе, и рулевой привод свободно вращает сцепленные полумуфты совместно с валом и рулем.

Данное устройство обеспечивает надежную фиксацию руля при отсутствии дополнительных устройств для расфиксации (пневмосистем с пневмоприводом, пиропривод и т.д.).

Недостатками данного устройства являются значительные габаритно-массовые характеристики и низкая технологичность устройства, обусловленная сложностью изготовления кулачков полумуфт, также затруднен перевод устройства фиксации в исходное состояние при проведении регламентных работ с рулевыми приводами в составе ЛА.

Наиболее близким аналогом заявляемого изобретения, выбранным в качестве прототипа, является способ фиксации руля ЛА, включающий размещение подпружиненного штока в подвижном и неподвижном элементах летательного аппарата (п. США №5409185, МПК4 В64С 13/24, опубл. 1995 г. под названием «Привод руля, имеющий устройство фиксации оси руля»).

Способ фиксации руля заключается в том, что привод руля соединен с рычагом, установленным на выходной оси таким образом, что задействование привода приводит к вращению выходной оси на ограниченный угол в любом направлении. Устройство фиксации руля установлено на корпусе выходной оси, который охватывает выходную ось и позволяет зафиксировать выходную ось и руль от вращения.

Устройство фиксации находится внутри цилиндрического корпуса фиксатора, который является одним целым с корпусом выходной оси. Корпус фиксатора имеет крышку. Внутри корпуса устройства фиксации установлены плунжер, имеющий возможность совершать осевое перемещение, пружина и постоянный магнит. Плунжер включает шток, шайбу и зуб. Шток проходит через соответствующее отверстие в крышке. Шайба плунжера изготовлена из материала, притягивающегося магнитом. Пружина сжатия установлена вокруг штока плунжера между крышкой и шайбой. Одна из фиксирующих поверхностей зуба расположена параллельно оси штока, другая расположена под углом к оси штока.

Выходная ось имеет паз с двумя параллельными стенками. В фиксирующем положении плунжер выдвигается пружиной сжатия из корпуса устройства фиксации, фиксирующие поверхности зуба входят в зацепление со стенками паза и выходная ось блокируется от поворота. При этом угол наклона поверхности зуба должен быть таким, чтобы обеспечивалась возможность выдавить плунжер из паза выходной оси при максимальных аэродинамических нагрузках на руль, также он будет зависеть от усилия пружины.

Для разблокировки выходной оси привод руля вращает выходную ось в направлении к наклонной поверхности. При вращении выходной оси в этом направлении наклонная поверхность зуба входит в зацепление со стенкой паза и выдвигает плунжер из паза выходной оси в направлении против усилия пружины. Когда плунжер будет полностью выдвинут из выходной оси, шайба плунжера притянется постоянным магнитом и будет удерживаться в этом положении. Выходная ось сможет свободно вращаться в любом направлении.

Устройство фиксации имеет простую конструкцию и обеспечивает возможность вернуть устройство в исходное положение вручную. При данном способе фиксации руля не требуются дополнительные устройства для расфиксаций (пневмосистема с пневмоприводом, пиропривод и т.п.).

Недостатком прототипа является обеспечение надежной фиксации руля от поворота только в одном направлении.

Технический результат, полученный при использовании предлагаемого технического решения, - надежная фиксация аэродинамического руля от поворота до начала работы рулевых приводов ЛА и последующая расфиксация.

Указанный технический результат достигается тем, что в способе фиксации аэродинамического руля ЛА, включающем размещение подпружиненного штока фиксатора в подвижном и неподвижном элементах ЛА, особенностью является то, что часть штока, к которой приложено усилие пружины, закреплена в подвижном элементе ЛА, а другая часть штока зафиксирована в неподвижном элементе ЛА, при этом часть штока, расположенная между подвижным и неподвижным элементами ЛА, выполнена с проточкой.

Всей совокупностью существенных признаков обеспечивается надежная фиксация аэродинамического руля от поворота до начала работы рулевых приводов и гарантированная последующая расфиксация. Этого достигли следующим образом: фиксатор условно делится на «срезаемую» и «несрезаемую» части, которые разделены «ослабленным сечением» (проточкой), которое располагается между подвижным и неподвижным элементами ЛА. При этом обе части штока закреплены в указанных элементах ЛА. Часть штока, к которой приложено усилие пружины, размещена в подвижном элементе ЛА с возможностью перемещения, поэтому при срезании фиксатора по «ослабленному сечению» за счет его перемещения под действием пружины оставшаяся часть не мешает повороту руля.

Преимуществом данного способа является простота, надежное крепление в исходном положении и гарантированный переход в сработанное состояние. Также следует отметить простоту достижения качественной фиксации и расфиксации. При этом отсутствует необходимость в дополнительном устройстве для расфиксации (пневмосистема с пневмоприводом, пиропривод и т.п.), обеспечивается удобство эксплуатации (доступность для демонтажа при проведении регламентных работ с рулевыми приводами в составе ЛА). Более того, решение компактно - при данном способе устройство фиксации имеет минимальные габаритно-массовые характеристики и простую конструкцию. Также такой вид установки фиксатора прост при сборке и обеспечивает фиксацию руля так, что фиксатор может наилучшим образом выдерживать нагрузки, которые возникают при эксплуатации ЛА.

Данная комбинация удовлетворяет условию изобретательского уровня, так как обеспечивается надежная фиксация и эффективная расфиксация аэродинамических рулей.

При анализе уровня техники не обнаружено аналогов, характеризующихся признаками, тождественными всем существенным признакам данного изобретения. А также не выявлено факта известности влияния признаков, включенных в формулу, на технический результат заявляемого технического решения. Следовательно, заявленное изобретение соответствует условиям «новизна» и «изобретательский уровень».

На фиг. 1 изображен фрагмент рулевого отсека ЛА при осуществлении способа.

На фиг. 2 изображен фиксатор.

На фиг. 3, 4, 5 изображены фиксатор и элементы ЛА в фиксированном состоянии.

На фиг. 6, 7 изображены фиксатор и элементы ЛА в расфиксированном состоянии.

ЛА с аэродинамическими рулями, фиксируемыми предлагаемым способом, включает в себя следующие основные элементы: корпус 1, подшипниковый узел 2, руль 3, рычаг 4, шатун 5 рулевого привода (на фиг. не показано) и фиксатор 6 руля (фиг. 1). На внутренней поверхности корпуса ЛА 1 закреплен подшипниковый узел 2, на оси которого с одной стороны закреплен руль 3, а с другой стороны - рычаг 4, соединенный с шатуном 5 рулевого привода.

Фиксатор 6 содержит корпус 7, в полости которого установлены шток 8, пружина 9 и крышка 10 (фиг. 2). Корпус 7 с одной стороны имеет наружную резьбу для установки в рычаге 4 и отверстие для выхода штока 8, а с другой стороны внутреннюю резьбу для установки крышки 10. Шток 8 представляет собой тело вращения ступенчатой формы. С одной стороны штока выполнен буртик 11, с другой выполнены цилиндрическая 12 и коническая 13 проточки. Цилиндрическая проточка 12 является фиксирующей для штока. Коническая проточка 13 является «ослабленным сечением». Крышка 10 имеет цилиндрическую форму с наружной резьбой и отверстием для выхода части штока 8.

Шток 8 установлен в корпусе 7 фиксатора таким образом, что имеет возможность перемещаться на расстояние, ограниченное перемещением буртика 11 штока между опорными поверхностями 14, 15 корпуса 7 фиксатора и крышки 10 соответственно. Пружина 9 установлена между опорными поверхностями корпуса 7 и буртика 11 штока таким образом, что усилие пружины направлено к крышке 10 фиксатора.

Рычаг 4 имеет ступенчатое отверстие для установки фиксатора (фиг. 3, 4). Отверстие меньшего диаметра является посадочным для штока 8. Отверстие большего диаметра является резьбовым и предназначено для закрепления фиксатора 6 в рычаге 4.

В корпусе подшипникового узла 2 выполнены: паз 16, в который вводится шток 8, и отверстие 17 для установки стопорного болта 18, удерживающего шток 8 (фиг. 3, 4, 5).

Шток 8 вводится в паз 16 и перемещается, преодолевая усилие пружины 9, до совпадения цилиндрической проточки 12 с отверстием 17 и удерживается в таком положении стопорным болтом 18. При этом «ослабленное сечение» 13 штока 8 располагается между неподвижным корпусом подшипникового узла 2 и поворотным рычагом 4, а буртик 11 штока расположен на некотором расстоянии от крышки 10 фиксатора.

Таким образом, подпружиненный шток 8 фиксатора 6 размещен в подвижном (рычаге 4) и неподвижном (подшипниковый узел 2) элементах ЛА, а часть штока, выполненная с конической проточкой 13, расположена между подвижным и неподвижным элементами ЛА. При этом, часть штока, к которой приложено усилие пружины, закреплена в подвижном элементе (рычаге) ЛА, а другая часть штока зафиксирована в неподвижном элементе ЛА.

Расфиксация происходит следующим образом. Рулевые приводы ЛА начинают выполнять команды системы управления, перемещая шатуны 5 приводов, соединенные с рычагами 4. Поворот рычага 4 с закрепленным в нем фиксатором 6 приводит к срезу штока 8 по «ослабленному сечению» 13, при этом часть штока, оставшаяся в пазе 16 корпуса подшипникового узла 2, удерживается стопорным болтом 18 от выпадения, а часть штока, оставшаяся в корпусе фиксатора 7 (рычаге 4), под действием пружины 9 поджимается к крышке 10 (фиг. 6, 7) и не препятствует дальнейшим поворотам рычага 4 и, соответственно, руля 3.

Фиксатор служит для предотвращения поворота руля ЛА до начала работы рулевых приводов и гарантированной последующей расфиксации.

Таким образом, представленные данные свидетельствуют о выполнении при использовании способа по заявляемому изобретению следующей совокупности условий:

- процесс, воплощающий заявленный способ при его осуществлении, предназначен для использования в авиационной технике;

- для заявляемого способа в том виде, в котором он охарактеризован в формуле изобретения, подтверждена возможность его осуществления.

Следовательно, заявляемый способ соответствует условию «промышленная применимость».

Способ фиксации аэродинамического руля летательного аппарата, включающий размещение подпружиненного штока фиксатора в подвижном и неподвижном элементах летательного аппарата, отличающийся тем, что часть штока, к которой приложено усилие пружины, закреплена в подвижном элементе летательного аппарата, соединенном с рулем, другая часть штока зафиксирована в неподвижном элементе летательного аппарата, при этом часть штока, расположенная между подвижным и неподвижным элементами, выполнена с проточкой.



 

Похожие патенты:
Изобретение относится к ракетам разного назначения и, в частности, к противосамолетным – основное применение, зенитным и противотанковым. Технический результат - увеличение вероятности поражения противника – самолетов и расширение арсенала технических средств.

Изобретение относится к пассивным головкам самонаведения (ГСН), используемым для формирования сигналов управления высокоточным оружием. Пассивная головка самонаведения содержит последовательно соединенные приемное устройство, первый коррелятор, коммутатор, устройство электронное, гиростабилизатор и вычислительное устройство, выход которого соединен со вторым входом коммутатора, выход гиростабилизатора является выходом пассивной головки самонаведения и соединен со вторым входом приемного устройства.
Способ поражения удаленной групповой цели ракетами стаи, при котором дополнительно организуют радиолинию связи между двумя ракетами, выпущенными с временным интервалом, рассчитываемым исходя из складок местности, скорости полета ракет и дальности, обеспечивающей устойчивую радиосвязь между ними, формируют общую линию связи между всеми ракетами стаи, используя радиолинии связи между парами ракет, кодируют и передают «по цепочке» на следующие позади ракеты информацию о прохождении установленных участков маршрута, выявленных средствах ПВО, начале атаки назначенной цели, наведении на нее и поражении, полученную информацию обрабатывают в бортовой системе управления каждой ракеты и при необходимости корректируют маршрут, производят перенацеливание и сообщают «по цепочке» на другие ракеты и пункт управления.

Изобретение относится к головкам самонаведения, используемым для формирования сигналов управления высокоточным оружием. Полуактивная головка самонаведения содержит последовательно соединенные многоканальное приемное устройство, сумматор, пороговое устройство, первый селектор импульсов и блок обработки сигналов, выход которого является выходом полуактивной головки самонаведения, а также первый формирователь строба, выход которого соединен со вторым входом первого селектора импульсов.

Координатор головки самонаведения содержит сферический обтекатель, карданов подвес, двигатели наведения и стабилизации, датчики угла, датчики угловой скорости. На внутренней раме подвеса установлено первое плоское зеркало.

Предлагаемая группа изобретений относится к области ракетостроения и может быть использована в оснащенных воздушно-динамическим рулевым приводом (ВДРП) ракетах с широким диапазоном изменения скорости полета в качестве системы пропорционального управления ВДРП.

Группа изобретений относится к области систем рулевых приводов летательных аппаратов, а именно к системам комбинированных рулевых приводов, содержащих рулевую машину с аэродинамическими рулями и газодинамическое устройство управления со сверхзвуковыми соплами.

Группа изобретений относится к крылатым ракетам и способам поражения ими целей. Технический результат - разработка универсальной по целям ракеты и способов поражения ею целей.

Предложен адаптивный цифровой спектральный селектор цели. Он содержит оптико-электронный следящий гирокоординатор с тремя каналами спектроделения оптического излучения, тремя фотоприемниками, тремя импульсными усилителями с однократным дифференцированием, выходы которых подключены к амплитудным детекторам, а выходы детекторов к схеме сравнения уровней, или вычислителям отношений уровней, а выходы схемы сравнения, или вычислителей отношений - к схеме определения и формирования "стробов" принадлежности сигналов цели или помехе.

Изобретение относится к вооружению и касается систем огневого поражения воздушных объектов зенитными артиллерийскими комплексами (ЗАК). Поражение малогабаритного летательного аппарата (МГЛА) заключается в поиске, обнаружении и сопровождении зенитно-артиллерийским комплексом (ЗАК), наведении ЗАК в направление прицеливания с учетом параметров полета МГЛА и характеристик ЗАК.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к раскладываемым аэродинамическим поверхностям, например рулям и стабилизаторам, и механизмам их раскрытия.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к складным аэродинамическим поверхностям и механизмам их раскрытия. Раскрываемое, шарнирно закрепленное на корпусе крыло и механизм раскрытия консолей крыла, выполненный в виде Т-образно вращающихся стержней, установленных перпендикулярно друг к другу, один из которых имеет возможность перемещаться вдоль оси другого и вдоль консоли крыла, а второй закреплен шарнирно на другой ступени ракеты.

Изобретение относится к области вооружений и может быть использовано в ракетной технике. Задачей, решаемой данным изобретением, является обеспечение работоспособности ракеты при полете в плотных слоях атмосферы на сверхвысоких скоростях полета и высоких силовых нагрузках, а также уменьшение пассивной массы ракеты.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к конструкции малогабаритных управляемых ракет, выстреливаемых из трубчатой направляющей – контейнера, и может быть использовано в конструкциях с различными аэродинамическими схемами.

Изобретение относится к области вооружения, а именно к неуправляемым реактивным снарядам. Реактивный снаряд содержит боевую часть (БЧ) с взрывательным устройством, установленный концентрично переходному участку аэродинамический обтекатель с упругим компенсатором зазоров, ракетный двигатель (РД) с дном, камерой и выходным раструбом, выполненный из двух одинаковых полуколец аэродинамический стабилизатор с раскрывающимися лопастями и пружинами раскрытия.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к способам и устройствам стабилизации ракеты при подводном старте с движущегося носителя. Стабилизация движения ракеты при подводном старте сводится к обеспечению работы механизмов устройства стабилизации и последовательным командам системы управления.

Изобретение относится к области стабилизации боеприпасов, а именно к вращающемуся стабилизатору управляемой ракеты. Включает корпус с установленными на нем складывающимися лопастями и блокирующее устройство.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к раскладываемым аэродинамическим поверхностям летательных аппаратов. Раскладываемая аэродинамическая поверхность содержит соединенные корневую и раскладываемую части.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к корпусу боевого элемента с раскрывающимся стабилизатором. Корпус содержит цилиндрическую наружную оболочку.

Изобретение относится к ракетной технике. Раскрываемый руль содержит складываемую часть руля (1) и корневую часть (2), закрепленную в приводе (3) управления рулем и установленную в корпусе с возможностью поворота, и привод (5) раскрытия руля со штоком (6) для его продольного перемещения.

Изобретение относится к области ракетной техники. Самоприцеливающийся боевой элемент содержит корпус с боевой частью, вращающийся парашют с полюсным отверстием, при этом внутри корпуса элемента перпендикулярно его продольной оси установлены выдвижные подпружиненные тормозные щитки.

Изобретение относится к области летательных аппаратов, а именно к способам фиксации рулей от поворота до начала работы рулевых приводов. Способ фиксации аэродинамического руля летательного аппарата включает размещение подпружиненного штока фиксатора в подвижном и неподвижном элементах летательного аппарата. При этом часть штока, к которой приложено усилие пружины, закреплена в подвижном элементе летательного аппарата, соединенном с рулем, другая часть штока зафиксирована в неподвижном элементе летательного аппарата, при этом часть штока, расположенная между подвижным и неподвижным элементами, выполнена с проточкой. 7 ил.

Наверх