Система складывания аэродинамической поверхности летательного аппарата

Авторы патента:

F42B10/20 - раскрывающимся с помощью давления продуктов сгорания или пневматического или гидравлического воздействия

F42B10/14 - с раскрывающимся опереньем после запуска, например после вылета из ствола

Владельцы патента RU 2750920:

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

Изобретение относится к ракетной технике и касается крупногабаритных складывающихся аэродинамических поверхностей летательного аппарата. Технический результат - упрощение устройства, обеспечение стыковки подвижной и неподвижной частей аэродинамической поверхности без перекоса, люфта и заклинивания, повышение надежности соединения. Устройство включает подвижную и неподвижную части аэродинамической поверхности и механизм их складывания. Механизм складывания содержит телескопическую петлю вращения и два силовых привода. Петля вращения образована двумя основами и направляющей. Первый силовой привод закреплен одним концом на подвижной части аэродинамической поверхности, а вторым концом - на направляющей. Второй силовой привод закреплен одним концом на неподвижной части аэродинамической поверхности, а вторым концом - на направляющей. Основы и направляющая представляют собой пустотелые профильные дуги. На подвижной части аэродинамической поверхности жестко закреплен один конец первой основы. Противоположный ее конец размещен в первом конце направляющей. На неподвижной части аэродинамической поверхности жестко закреплен один конец второй основы. В противоположном ее конце размещен второй конец направляющей. Концы основ, не закрепленные на частях аэродинамической поверхности, и концы направляющей выполнены с ограничителями хода. 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и касается крупногабаритных складывающихся аэродинамических поверхностей летательного аппарата (ЛА) и механизмов их складывания.

В ходе усовершенствования техники габариты носителей ЛА уменьшаются, вследствие чего ЛА должны совершенствоваться и становиться более компактными.

Известны различные системы разворота, поворота и складывания аэродинамических поверхностей.

Раскрываемый руль [1. Пат. 2587751 RU, МПК⁶ F42B 10/14, F42B 10/64, В64С 9/02, F15B 15/26. Раскрываемый руль / Горбачёв А.Д., Ивашин А.Ф., Михайлов Ю.И., Вороньжев Д.Ю. - Заявл. 16.03.2015; опубл. 20.06.2016, Бюл. №17.] содержит складываемую часть руля и корневую часть, закрепленную в приводе с возможностью поворота, и привод раскрытия руля со штоком для его продольного перемещения. Шток соединен со складываемой частью руля посредством шарнирно-соединенной в корневой части качалки и серьги. На раскрываемой части руля выполнен зуб, обеспечивающий в раскрытом положении фиксацию складываемой части в корневой части подпружиненными защелками. Качалка содержит зуб стопорения руля от поворота в сложенном положении, взаимодействующий с кронштейном на неподвижной части, с одноразовым снятием стопорения при повороте качалки в момент раскрытия руля.

В механизме отклонения крыла на 180 градусов [2. Пат. 106672206 CN, МПК В64С 3/56. 180-degree folded wing unfolding mechanism / Chen Xiaomao, Zhang Huiping - Заявл. 23.12.2016; опубл. 17.05.2017.] используются: ось вращения, привод и шкив, закрепленные на неподвижной части крыла, а также трос, прикрепленный одним концом к приводу, другим - к подвижной части крыла, протянутый через шкив.

Известен механизм складывания крыла [3. Пат. 20170174314 US, МПК В64С 3/56. Wing fold mechanism / Diamante R.G. - Заявл. 17.12.2015; опубл. 22.06.2017.], состоящего из двух частей, включающий по меньшей мере один рычажный механизм, соединяющий две части крыла и привод, соединенный по меньшей мере с одним рычажным механизмом для перемещения частей крыла относительно друг друга.

Известно устройство складывания аэродинамической поверхности ЛА [4. Пат 2682152 RU, МПК⁶ В64С 3/56, F42B 10/14. Устройство складывания аэродинамической поверхности ЛА / Галаджиев С.В., Туранов A.M., Ивашин А.Ф. - Заявл. 02.04.2018; опубл. 14.03.2019, Бюл. №8.]. Механизм складывания данного устройства выполнен в виде приводов и Г-образных качалок, короткие плечи которых зафиксированы на осях вращения, установленных в подвижной и неподвижной частях аэродинамической поверхности с возможностью полностью заключить в ее внутреннем пространстве механизм складывания.

Известны шарнирные соединения, схожие по кинематике с заявляемым изобретением: скрытая петля [5. Пат. 2056805 US, МПК E05D 1/00, E05D 1/04. Concealed hinge / Reichard H.F. - Заявл. 26.04.1935; опубл. 06.10.1936.] и механизм навески боковой двери транспортного средства [6. Пат. 2480133 RU, МПК⁶ А47В 88/14, B60J 5/04, E05D 1/04. Механизм навески боковой двери транспортного средства и кузов транспортного средства / Колеватов М.Н. - Заявл. 19.01.2011; опубл. 27.04.2013, Бюл. №12.]. Наиболее близким к предлагаемому изобретению является невидимая подвижная петля [7. Пат. 1234940 ЕР, МПК E05D 11/04, E05D 1/04. Not visible slidable hinge / Fornasari P. - Заявл. 15.02.2002; опубл. 28.08.2002.]. Устройства [5.-7.] содержат множество дугообразных телескопических секторов, взаимодействующих друг с другом при изменении угла поворота петли.

Шарнирные соединения [5.], [7.] используются в дверях, окнах, мебели и выполнены из листового материала без использования приводных механизмов.

Недостатки аналогов и прототипа:

- механизмы [1., 2.] имеют ось вращения, которая находится на аэродинамической поверхности, что будет ухудшать аэродинамику ЛА;

- трос конструкции [2.] не способен выдерживать большие нагрузки после длительного хранения изделия;

- конструкция механизма [3.] не способна раскрыть подвижную часть на 180 градусов;

- на детали устройств [3.], [4.] действуют большие нагрузки, вследствие чего возникает необходимость в использовании более мощных силовых приводов;

- механизмы [1., 5., 6., 7.] не способны выдерживать большие нагрузки;

- механизм [6.] не является несущим и не может быть использован в качестве оси вращения.

Целью предлагаемого изобретения является создание точной, надежной и простой системы складывания аэродинамической поверхности ЛА.

Заявляемая система складывания аэродинамической поверхности ЛА включает подвижную и неподвижную части аэродинамической поверхности и механизм их складывания. Механизм складывания содержит телескопическую петлю вращения, образованную двумя основами и направляющей, и два силовых привода. Первый силовой привод закреплен одним концом на подвижной части аэродинамической поверхности, а вторым концом - на направляющей. Второй силовой привод закреплен одним концом на неподвижной части аэродинамической поверхности, а вторым концом - на направляющей. Основы и направляющая представляют собой пустотелые профильные дуги.

На подвижной части аэродинамической поверхности жестко закреплен один конец первой основы, противоположный конец которой размещен в первом конце направляющей. На неподвижной части аэродинамической поверхности жестко закреплен один конец второй основы, в противоположном конце которой размещен второй конец направляющей. Концы основ, незакрепленные на частях аэродинамической поверхности, и концы направляющей выполнены с ограничителями хода. Изобретение поясняется чертежами.

На фиг. 1 изображено начальное состояние, когда подвижная и неподвижная части аэродинамической поверхности ЛА расстыкованы.

На фиг. 2 изображен процесс стыковки частей аэродинамической поверхности.

На фиг. 3 изображено состыкованное состояние частей аэродинамической поверхности.

Представленная на фиг. 1-3 система складывания аэродинамической поверхности ЛА включает подвижную часть А аэродинамической поверхности, неподвижную часть Б аэродинамической поверхности и механизм их складывания. Механизм складывания содержит телескопическую петлю вращения, образованную основами 1, 2 и направляющей 3, силовые приводы 4, 5, закрепленные кронштейнами 6, 7 на частях А и Б аэродинамической поверхности ЛА соответственно.

Основа 1 одним концом жестко закреплена на подвижной части А аэродинамической поверхности. Основа 2 одним концом жестко закреплена на неподвижной части Б аэродинамической поверхности. Конец основы 1, незакрепленный на подвижной части А аэродинамической поверхности, размещен в первом конце направляющей 3. Второй конец направляющей 3 размещен в конце основы 2, незакрепленном на неподвижной части Б аэродинамической поверхности. Ограничитель хода 8 основы 1 и ограничитель хода 9 направляющей 3 препятствуют выскальзыванию основы 1 из направляющей 3. Ограничитель хода 10 направляющей 3 и ограничитель хода 11 основы 2 препятствуют выскальзыванию направляющей 3 из конца основы 2, незакрепленного на неподвижной части Б аэродинамической поверхности.

Устройство работает следующим образом.

В исходном состоянии подвижная и неподвижная части А и Б аэродинамической поверхности расстыкованы. В этом положении длина ЛА меньше, чем в состыкованном, что обеспечивает его компактность в нерабочем положении. Подвижная часть А аэродинамической поверхности удерживается в данном положении за счет ограничителей хода 8, 9, 10, 11 элементов телескопической петли. При этом части А и Б аэродинамической поверхности находятся на фиксированном расстоянии друг от друга.

По команде срабатывают силовые приводы 4 и 5. За счет перемещения их рабочих частей основа 1 движется внутри направляющей 3 к основе 2, а направляющая 3 движется внутри основы 2 к концу основы 2, закрепленному на неподвижной части Б аэродинамической поверхности. Вследствие чего подвижная часть А аэродинамической поверхности вращается относительно центра телескопической петли вращения по идеальной окружности, все точки которой имеют неизменное расстояние от центра вращения. В результате подвижная и неподвижная части аэродинамической поверхности идеально стыкуются.

Технический результат:

- обеспечивается соосная стыковка подвижной и неподвижной частей аэродинамической поверхности без перекоса, люфта и заклинивания;

- повышается надежность соединения;

- упрощается устройство складывания подвижной и неподвижной частей между собой.

Технический результат достигается за счет конструкции механизма складывания, содержащего силовые приводы и телескопическую петлю вращения, образованную двумя основами и направляющей, выполненными с ограничителями хода.

Дополнительными преимуществами заявленного технического решения являются:

- раскладывание частей аэродинамической поверхности в нерабочем положении на угол 180 градусов за счет введения в конструкцию телескопической петли вращения;

- фиксация частей аэродинамической поверхности в нерабочем положении на расстоянии друг от друга за счет выполнения основ и направляющей с ограничителями хода;

- способность конструкции выдерживать высокие нагрузки за счет простой геометрии;

- отсутствие выступающих частей, ведущее к сохранению аэродинамических характеристик ЛА;

- экономическая эффективность и технологичность: детали имеют простые формы, легки в изготовлении.

Устройство может быть выполнено с помощью стандартного оборудования и материалов отечественного производства. Таким образом, заявленное устройство соответствует критерию «промышленная применимость».

Источники, принятые во внимание

1. Пат. 2587751 RU, МПК⁶ F42B 10/14, F42B 10/64, В64С 9/02, F15B 15/26. Раскрываемый руль / Горбачев А.Д., Ивашин А.Ф., Михайлов Ю.И., Вороньжев Д.Ю. - Заявл. 16.03.2015; опубл. 20.06.2016, Бюл. №17.

2. Пат. 1066722 06 CN, МПК В64С 3/56. 180-degree folded wing unfolding mechanism / Chen Xiaomao, Zhang Huiping. - Заявл. 23.12.2016; опубл. 17.05.2017.

3. Пат. 20170174314 US, МПК B64C 3/56. Wing fold mechanism / Diamante R.G. - Заявл. 17.12.2015; опубл. 22.06.2017.

4. Пат 2682152 RU, МПК⁶ B64C 3/56, F42B 10/14. Устройство складывания аэродинамической поверхности ЛА / Галаджиев С.В., Туранов A.M., Ивашин А.Ф. - Заявл. 02.04.2018; опубл. 14.03.2019, Бюл. №8.

5. Пат. 2056805 US, МПК E05D 1/00, E05D 1/04. Concealed hinge / Reichard H.F. - Заявл. 26.04.1935; опубл. 06.10.1936.

6. Пат. 2480133 RU, МПК⁶ А47В 88/14, B60J 5/04, E05D 1/04. Механизм навески боковой двери транспортного средства и кузов транспортного средства / Колеватов М.Н. - Заявл. 19.01.2011; опубл. 27.04.2013, Бюл. №12.

7. Пат. 1234940 ЕР, МПК E05D 11/04, E05D 1/04. Not visible slidable hinge / Fornasari P. - Заявл. 15.02.2002; опубл. 28.08.2002.

8. Пат. 3277766 US, МПК F16B 31/00. Explosively releasable bolt / Burkdoll F.B. - Заявл. 04.08.1964; опубл. 11.10.1966.

9. Пат. 3352189 US, МПК F42B 3/00. Explosive bolt / Brown K.R. - Заявл. 29.04.1966; опубл. 14.11.1967.

10. Пат. 2641532 RU, МПК⁶ F42B 15/10, F42B 15/36. Фиксатор разделяемых объектов летательных аппаратов / Ивашин А.Ф., Михайлов Ю.И., Леонтьев Г.А., Голочанов В.А. - Заявл. 06.04.2016; опубл. 18.01.2018, Бюл. №2.

11. Пат. 2628282 RU, МПК⁶ B64G 1/00. Узел стыковки разделяемых объектов летательных аппаратов / Горбачев А.Д., Михайлов Ю.И., Ивашин А.Ф. - Заявл. 25.02.2016; опубл. 15.08.2017, Бюл. №23.

12. Пат. 2040710 RU, МПК (1995.01) F16B 5/02, F16H 48/12. Разъемное соединение / Беляков В.В. - Заявл. 23.10.1992; опубл. 25.07.1995.

13. Пат. 2002010842 JP, МПК А47В 88/00. Drawer device of furniture / Sachiko Y., Masahiro Y., Yutaka S. - Заявл. 28.06.2000; опубл. 15.01.2002.

14. Пат. 103963958 CN, МПК B64C 3/56. Wing folding mechanism for unmanned plane / Zhang Wei - Заявл. 21.04.2014; опубл. 06.08.2014.

15. Пат. 2349498 RU, МПК⁶ B64C 3/56, B64C 9/34. Складываемая аэродинамическая поверхность / Соловей В.А., Шибаев Б.И. - Заявл. 04.07.2007; опубл. 20.03.2009, Бюл. №8.

16. Пат. 1692079 SU, МПК В64С 3/56. Складывающаяся аэродинамическая поверхность / Скрипников В.М. - Заявл. 11.04.1983; опубл. 30.12.1993, Бюл. №47-48.

17. Пат. 3126224 ЕР, МПК В64С 3/56. A passenger aircraft with а downwardly foldable wing tip device / Boye Sylvain - Заявл. 02.04.2015; опубл. 08.02.2017.

18. Пат. 20170029094 US, МПК B64C 23/06, B64C 3/56, B64C 3/54, B64C 3/18. Aircraft wing with a wing tip device and a strut / Lynas С. и др. - Заявл. 02.04.2015; опубл. 08.02.2017.

19. Пат. 09469391 US, МПК В64С 3/56, В64С 3/38, В64С 3/54, В64С 23/06, В64С 9/34. Adaptive wing for an aircraft / Jian Dong - Заявл. 26.04.2013; опубл. 18.10.2016.

20. Пат. 20160251075 US, МПК B64C 13/06, B64C 23/06, B64C 3/56. Arrangement for moving a wing tip device between a flight configuration and a ground configuration / Thompson R.I., Livings N. - Заявл. 16.02.2016; опубл. 01.09.2016.

21. Пат. 20160090170 US, МПК B64C 3/56, B64D 45/00. Interface for control of a foldable wing on an aircraft / Thompson R.I. - Заявл. 25.09.2015; опубл. 31.03.2016.

22. Пат. 2369177 GB, МПК F42B 10/14, F42B 10/20, F42B 15/10. Aerofoil deployment system/Nash William - Заявл. 02.06.1989; опубл. 05.12.2001.

Система складывания аэродинамической поверхности летательного аппарата, включающая подвижную и неподвижную части аэродинамической поверхности и механизм их складывания, отличающаяся тем, что механизм складывания содержит телескопическую петлю вращения, образованную двумя основами и направляющей, и два силовых привода, один из которых закреплен одним концом на подвижной части аэродинамической поверхности, а вторым концом - на направляющей, второй силовой привод закреплен одним концом на неподвижной части аэродинамической поверхности, а вторым концом - на направляющей; основы и направляющая представляют собой пустотелые профильные дуги, на подвижной части аэродинамической поверхности жестко закреплен один конец первой основы, противоположный конец которой размещен в первом конце направляющей, на неподвижной части аэродинамической поверхности жестко закреплен один конец второй основы, в противоположном конце которой размещен второй конец направляющей, концы основ, не закрепленные на частях аэродинамической поверхности, и концы направляющей выполнены с ограничителями хода.

Изобретение относится к области летательных аппаратов, а именно - к складываемым аэродинамическим поверхностям беспилотных летательных аппаратов. Складной аэродинамический руль летательного аппарата содержит соединенные полуосями корневую часть и раскрывающуюся поворотную часть, выполненную с возможностью стопорения, источник газа высокого давления и пружину сжатия, используемые в качестве механического привода и расположенные в корневой части руля.

Складываемая аэродинамическая поверхность // 2683407

Изобретение относится к летательным аппаратам, стартующим из ограниченного объема носителя при высоких аэродинамических нагрузках. Складываемая аэродинамическая поверхность содержит основание и шарнирно соединенную с ним поворотную лопасть, расположенные соосно оси складывания два цилиндра и взаимодействующие между собой поршень-толкатель, скользящий внутри первого цилиндра, и винтовой шток, концами входящий во внутренние полости цилиндров, один из которых соединен с основанием, а второй - с лопастью.

Малогабаритный импульсный рдтт, работающий в режиме низкоскоростной детонации // 2644804

Изобретение относится к области проектирования малогабаритных импульсных твердотопливных реактивных двигателей (РДТТ), которые находят широкое применение в качестве средств коррекции траектории полета управляемых ракет, снарядов и космических аппаратов. В изобретении предлагаются малогабаритные импульсные двигатели предельно простой конструкции, состоящие из цилиндрической камеры сгорания и дивергентного сопла.

Способ стрельбы реактивными снарядами реактивной системы залпового огня в условиях контрбатарейной борьбы // 2602162

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в реактивных системах залпового огня (РСЗО). Осуществляют наведение пусковой установки (ПУ) в горизонтальной плоскости в направлении на цель, поднимают направляющие с реактивными снарядами (РС) на заданный угол пуска в вертикальной плоскости (ВП), вводят расчетное время (РВ) полета в систему автономной коррекции траектории полета (САКТ) PC по начальному участку траектории, включают твердотопливные ракетные двигатели, осуществляют пуск PC под малым углом в ВП по начальному участку траектории полета (УТП) PC с учётом технических характеристик ПУ и рельефа местности размещения ПУ, осуществляют перевод PC на новую траекторию с большим углом в ВП после истечения РВ с учётом условия необнаружения PC на начальном участке траектории радиолокационной станцией (РЛС) контрбатарейной борьбы (КББ) противника, производят пуск PC с последующим полетом по заданной баллистической траектории, имитирующей запуск PC из фиктивной точки, удаленной от ПУ на безопасное расстояние, исключающее поражение ПУ огнем артиллерии противника по результатам засечки РЛС КББ стартовой позиции РСЗО, управляют углами тангажа и рысканья PC с помощью газодинамических рулей по командам от САКТ PC в зависимости от безопасной высоты полета PC, исключающей обнаружение с помощью РЛС КББ, удаления ПУ от РЛС от линии фронта, минимального угла обзора РЛС КББ в ВП, фиктивного угла пуска, угла пуска PC в ВП, угла вектора скорости PC, поправки к углу пуска PC, скорости полета PC, допустимой перегрузки PC в ВП, ускорения свободного падения, поражают цель.

Устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей летательного аппарата // 2500575

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.

Устройство раскладывания и фиксации аэродинамической поверхности // 2400695

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

Складываемая аэродинамическая поверхность // 2338663

Изобретение относится к авиастроению. .

Способ запуска управляемого снаряда и управляемый снаряд // 2324142

Изобретение относится к ракетной технике. .

Стабилизатор реактивного снаряда // 2011146

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

Стабилизатор для авиабомб // 66275

Способ установки рабочего угла наклона лопастей стабилизатора // 2740989

Изобретение относится к области ракетной техники. Способ установки рабочего угла наклона лопастей стабилизатора снаряда включает сборку стабилизатора снаряда, регулировку каждой его лопасти под заданным рабочим углом к продольной оси снаряда.