устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей беспилотного летательного аппарата

Формула изобретения

1. Устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей летательного аппарата, состоящее из узла, обеспечивающего прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к корпусу летательного аппарата, в который входят первый элемент зацепления, соединенный с фиксируемой аэродинамической поверхностью, и второй элемент зацепления, соединенный с первым элементом зацепления, расположенным на законцовке фиксируемой аэродинамической поверхности, и исполнительного стопорящего механизма, соединенного со вторым элементом зацепления с возможностью отсоединения, отличающееся тем, что фиксируемая аэродинамическая поверхность выполнена с выступающей частью на ее законцовке в направлении размаха, на которой расположена точка приложения силы фиксации второго элемента зацепления на первый элемент зацепления, при этом угол между проекцией нормали к срединной поверхности фиксируемой аэродинамической поверхности в точке приложения силы фиксации на плоскость, перпендикулярную оси раскладывания фиксируемой аэродинамической поверхности, и проекцией силы фиксации на плоскость, перпендикулярную оси раскладывания фиксируемой аэродинамической поверхности, не превышает 30°, при этом ось раскладывания фиксируемой аэродинамической поверхности представляет собой ось, относительно которой фиксируемая аэродинамическая поверхность поворачивается при раскладывании.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что оно содержит второй узел, обеспечивающий прилегание аэродинамических поверхностей к корпусу летательного аппарата, при этом каждый из узлов состоит из первого элемента зацепления и второго элемента зацепления, соединенных между собой, при этом первые элементы зацепления расположены на законцовках соответствующих им фиксируемых аэродинамических поверхностей, а вторые элементы зацепления соединены с исполнительным стопорящим механизмом, при этом для каждой из фиксируемых аэродинамических поверхностей угол между проекцией нормали к срединной поверхности фиксируемой аэродинамической поверхности в точке приложения силы воздействия второго элемента зацепления на первый элемент зацепления на плоскость, перпендикулярную оси раскладывания фиксируемой аэродинамической поверхности, и проекцией силы фиксации на плоскость, перпендикулярную оси раскладывания фиксируемой аэродинамической поверхности, не превышает 30°, где ось раскладывания фиксируемой аэродинамической поверхности - ось, относительно которой фиксируемая аэродинамическая поверхность поворачивается при раскладывании.

3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что первый элемент зацепления выполнен в виде прорези на выступающей части фиксируемой аэродинамической поверхности, а второй элемент зацепления выполнен в виде тяги, на одном из концов которой с помощью резьбового соединения установлен выполненный зацело регулировочный наконечник, состоящий из цилиндрической части, входящей в прорезь, и полусферической части, при этом диаметр цилиндрической части регулировочного наконечника меньше ширины прорези, а полусферическая часть регулировочного наконечника больше ширины прорези.

Описание изобретения к патенту

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

Известно устройство фиксации складывающихся аэродинамических поверхностей летательного аппарата (патент US № 2977880 от 07.04.1959), содержащее узел для обеспечения прилегания сложенных аэродинамических поверхностей к корпусу ЛА, выполненный в виде флажка, а также исполнительный стопорящий механизм, связанный с узлом, обеспечивающим прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к корпусу ЛА, выполненный в виде перегорающей чеки, выбранное в качестве аналога.

К недостаткам аналога следует отнести значительную несинхронность работы двух и более устройств, установленных на один летательный аппарат; высокую массу элементов, отделяемых после раскрытия аэродинамических поверхностей; низкую вибропрочность конструкции (этот недостаток исправляется прототипом); невозможность работы в условиях сильного обледенения при размещении летательного аппарата при внешней подвеске (исправлено прототипом).

Также известно устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей летательного аппарата (патент US № 3921498 от 24.05.1974), содержащее вилкообразный элемент, удерживающий аэродинамические поверхности летательного аппарата в сложенном положении, и стопор в виде флажка, выбранное в качестве аналога.

К недостаткам аналога следует отнести значительную несинхронность работы устройства для двух пар аэродинамических поверхностей; низкое быстродействие раскрытия аэродинамических поверхностей; низкую вибропрочность конструкции (исправлено прототипом); невозможность работы в условиях сильного обледенения при размещении летательного аппарата при внешней подвеске (исправлено прототипом).

Также известно устройство фиксации аэродинамических поверхностей (патент РФ № 2283469 от 17.06.2005), содержащее узел, обеспечивающий прилегание сложенных аэродинамических поверхностей и состоящий из первого элемента зацепления и второго элемента зацепления, и исполнительный стопорящий механизм, которое было выбрано в качестве прототипа.

К недостаткам прототипа относятся недостаточное быстродействие раскрытия аэродинамических поверхностей ЛА; недостаточно высокая синхронность раскрытия фиксируемых аэродинамических поверхностей ЛА (однако более высокая по сравнению с аналогами); ухудшение аэродинамических характеристик ЛА.

Предлагаемое изобретение направлено на решение следующих задач: обеспечение прилегания сложенных аэродинамических поверхностей при сохранении аэродинамических свойств ЛА, повышение быстродействия раскрытия аэродинамических поверхностей ЛА, повышение синхронности раскрытия аэродинамических поверхностей ЛА.

Задача решается за счет того, что предложенное устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей беспилотного летательного аппарата состоит из узла, обеспечивающего прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к корпусу ЛА, в который входят первый элемент зацепления, соединенный с фиксируемой аэродинамической поверхностью, и второй элемент зацепления, соединенный с первым элементом зацепления, расположенным на законцовке фиксируемой аэродинамической поверхности, и исполнительного стопорящего механизма, соединенного со вторым элементом зацепления с возможностью отсоединения, при этом аэродинамическая поверхность выполнена с выступающей частью на законцовке фиксируемой аэродинамической поверхности в направлении ее размаха, на которой расположена точка приложения силы воздействия второго элемента зацепления на первый элемент зацепления (силы фиксации), и угол между проекцией нормали к срединной поверхности фиксируемой аэродинамической поверхности в точке приложения силы фиксации на плоскость, перпендикулярную оси раскладывания фиксируемой аэродинамической поверхности, и проекцией силы фиксации на плоскость, перпендикулярную оси раскладывания фиксируемой аэродинамической поверхности, не превышает 30°, где ось раскладывания фиксируемой аэродинамической поверхности - ось, относительно которой фиксируемая аэродинамическая поверхность поворачивается при раскладывании.

В частном случае задача может быть решена за счет того, что устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей беспилотного летательного аппарата содержит два узла, обеспечивающих прилегание аэродинамических поверхностей к корпусу летательного аппарата, каждый из которых состоит из первого элемента зацепления и второго элемента зацепления, соединенных между собой, при этом первые элементы зацепления расположены на законцовках соответствующих им фиксируемых аэродинамических поверхностей, а вторые элементы зацепления соединены с исполнительным стопорящим механизмом, при этом для каждой из фиксируемых аэродинамических поверхностей угол между проекцией нормали к срединной поверхности фиксируемой аэродинамической поверхности в точке приложения силы воздействия второго элемента зацепления на первый элемент зацепления (силы фиксации) на плоскость, перпендикулярную оси раскладывания фиксируемой аэродинамической поверхности, и проекцией силы фиксации на плоскость, перпендикулярную оси раскладывания фиксируемой аэродинамической поверхности, не превышает 30°, где ось раскладывания фиксируемой аэродинамической поверхности - ось, относительно которой фиксируемая аэродинамическая поверхность поворачивается при раскладывании.

В другом частном случае задача может быть решена за счет того, что первый элемент зацепления выполнен в виде прорези на выступающей части фиксируемой аэродинамической поверхности, а второй элемент зацепления выполнен в виде тяги, на одном из концов которой с помощью резьбового соединения установлен выполненный зацело регулировочный наконечник, состоящий из цилиндрической части, входящей в прорезь, и полусферической части, при этом диаметр цилиндрической части регулировочного наконечника меньше ширины прорези, а полусферическая часть регулировочного наконечника больше ширины прорези.

Предлагаемое изобретение позволяет увеличить быстродействие раскрытия сложенных аэродинамических поверхностей; повысить синхронность раскрытия двух пар сложенных аэродинамических поверхностей ЛА за счет использования одного исполнительного стопорящего механизма для обеих пар сложенных аэродинамических поверхностей ЛА; обеспечить фиксацию сложенных аэродинамических поверхностей ЛА при минимальном ухудшении аэродинамических характеристик ЛА за счет выполнения первого элемента зацепления зацело со складывающейся аэродинамической поверхностью в виде дополнительной аэродинамической поверхности, что уменьшает влияние первого элемента зацепления на аэродинамические характеристики ЛА во время полета.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где:

на фиг.1 изображен вид спереди на ЛА со сложенными аэродинамическими поверхностями;

на фиг.2 изображен вид сбоку на ЛА со сложенными аэродинамическими поверхностями и устройством их фиксации;

на фиг.3 изображен исполнительный стопорящий механизм в разрезе;

на фиг.4 изображен вариант исполнения соединения первого элемента зацепления и второго элемента зацепления в разрезе;

на фиг.5 изображен вид сбоку на узел, обеспечивающий прилегание сложенных аэродинамических поверхностей.

На фиг.1-5 указаны позиции в следующем порядке:

1 - корпус летательного аппарата;

2 - узел, обеспечивающий прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к корпусу летательного аппарата;

3 - исполнительный стопорящий механизм;

4 - фиксируемая аэродинамическая поверхность;

5 - выступающая часть;

6 - первый элемент зацепления;

7 - второй элемент зацепления;

8 - жесткая тяга;

9 - петля;

10 - сферический наконечник;

11 - гайка;

12 - корпус;

13 - шток;

14 - штуцер;

15 - пружина.

Устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей беспилотного летательного аппарата состоит из узла 2, обеспечивающего прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к корпусу летательного аппарата, и исполнительного стопорящего механизма 3, соединенного с узлом, обеспечивающим прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к корпусу летательного аппарата 2 с возможностью отсоединения (фиг.1).

Фиксируемая аэродинамическая поверхность 4 (фиг.2), внешняя в паре сложенных аэродинамических поверхностей, выполнена с выступающей частью 5 на законцовке. Выступающая часть 5 выполнена по направлению размаха фиксируемой аэродинамической поверхности 4 со срединной плоскостью, совпадающей со срединной плоскостью фиксируемой аэродинамической поверхности 4. Выступающая часть 5 занимает только часть законцовки фиксируемой аэродинамической поверхности 4.

Узел, обеспечивающий прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к корпусу летательного аппарата 2 (фиг.4, 5), состоит из первого элемента зацепления 6, расположенного на выступающей части 5 фиксируемой аэродинамической поверхности 4, и второго элемента зацепления 7, который одним концом соединен с первым элементом зацепления 6, а другим прикреплен к исполнительному стопорящему механизму 3. Для случая, при котором второй элемент зацепления 7 в процессе раскрытия аэродинамических поверхностей отделяется от первого элемента зацепления 6 и отбрасывается, первый элемент зацепления 6 может быть выполнен в виде прорези, расположенной на выступающей части 5 фиксируемой аэродинамической поверхности 4 (фиг.4). Второй элемент зацепления 7 состоит из жесткой тяги 8, одним концом закрепленной на исполнительном стопорящем механизме 3 с помощью петли 9, сферического наконечника 10, установленного на другом конце жесткой тяги 8 и соединенного с выступающей частью 5 через первый элемент зацепления 6, и гайки 11. Сферический наконечник 10 состоит из цилиндрической части меньшего диаметра, чем ширина первого элемента зацепления 6 - прорези, и полусферической части большего размера, чем ширина прорези. Прорезь выполнена с дополнительным сферическим углублением. Цилиндрическая часть сферического наконечника 10 проходит через прорезь, полусферическая часть входит в углубление и способна поворачиваться. Сила натяжения жесткой тяги 8 регулируется путем подкручивания гайки 11, установленной на жесткой тяге 8. Угол между проекцией нормали к срединной поверхности фиксируемой аэродинамической поверхности 4 в точке приложения силы фиксации Y на плоскость, перпендикулярную оси раскладывания фиксируемой аэродинамической поверхности О ₁, и проекцией силы фиксации F на плоскость, перпендикулярную оси раскладывания фиксируемой аэродинамической поверхности, не превышает 30°.

Для случая, при котором второй элемент зацепления 7 в процессе раскрытия аэродинамических поверхностей не отделяется от первого элемента зацепления 6, первый элемент зацепления 6 может быть выполнен в виде винта, с помощью которого жесткая тяга 8 крепится к выступающей части 5. В таком случае сферический наконечник 10 и гайка 11 отсутствуют.

Исполнительный стопорящий механизм 3 установлен и закреплен на корпусе летательного аппарата 1 таким образом, что направление силы, с которой второй элемент зацепления 7 действует на первый элемент зацепления 6, близко к перпендикулярному направлению относительно срединной поверхности фиксируемой аэродинамической поверхности 4.

Исполнительный стопорящий механизм 3 (фиг.3) может быть выполнен в виде стопора с корпусом 12, в котором установлен шток 13, способный перемещаться внутри корпуса 12 вдоль оси корпуса 12, например, под воздействием рабочего тела, поступающего через штуцер 14. Шток 13 исполнительного стопорящего механизма 3 контактирует одним концом с пружиной 15, а другим концом входит в зацепление с петлей 9 второго элемента зацепления 7.

Другая фиксируемая аэродинамическая поверхность 4 из второй пары сложенных аэродинамических поверхностей аналогично соединяется с исполнительным стопорящим механизмом 3 посредством другого узла, обеспечивающего прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к корпусу летательного аппарата 2 симметрично относительно плоскости, проходящей через ось летательного аппарата и исполнительный стопорящий механизм 3. Обе петли 9 вторых элементов зацепления 7 входят в зацепления со штоком 13 исполнительного стопорящего механизма 3 одновременно.

Устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей беспилотного летательного аппарата работает следующим образом.

После складывания аэродинамических поверхностей первый элемент зацепления 6 соединяют с помощью прорези на первом элементе зацепления 6 и сферического наконечника 10 с одним из концов второго элемента зацепления 7. Другой конец второго элемента зацепления 7 соединяют со штоком 13 исполнительного стопорящего механизма 3. Для стопорения второго элемента зацепления 7 отводят шток 13, сжимая при этом пружину 15, заводят петлю 9 в паз корпуса стопора исполнительного стопорящего механизма 3 и отпускают шток 13. Под действием усилия сжатой пружины 15 шток 13 перемещается и фиксирует петлю 9 второго элемента зацепления 7. Для создания необходимой степени прилегания сложенных аэродинамических поверхностей к корпусу летательного аппарата регулируют силу натяжения второго элемента зацепления 7 с помощью гайки 11. Таким образом производят соединение первых элементов зацепления 6, вторых элементов зацепления 7 и исполнительного стопорящего механизма 3 для двух фиксируемых аэродинамических поверхностей 4.

Отсоединение каждого второго элемента зацепления 7 от исполнительного стопорящего механизма 3 происходит следующим образом. Рабочее тело через штуцер 14 подают во внутреннюю полость корпуса исполнительного стопорящего механизма 3. Под действием давления рабочего тела за счет разницы диаметров рабочих поверхностей штока 13 шток 13 перемещается, сжимая пружину 15, выходит из зацепления с петлей 9, освобождая таким образом второй элемент зацепления 7.

В процессе раскладывания аэродинамических поверхностей под действием инерционных сил и набегающего потока вторые элементы зацепления 7 свободно выходят из прорези первых элементов зацепления 6, отделяясь таким образом от первых элементов зацепления 6, и уносятся набегающим потоком. После сброса давления рабочего тела шток 13 исполнительного стопорящего механизма 3 под действием усилия сжатой пружины 15 возвращается в исходное положение. В случае, если разделение первых элементов зацепления 6 и вторых элементов зацепления 7 не предусмотрено в процессе раскрытия сложенных аэродинамических поверхностей летательного аппарата, вторые элементы зацепления 7 остаются соединенными с первыми элементами зацепления 6.

Таким образом, предлагаемое изобретение по сравнению с прототипом позволяет снизить негативное влияние своих элементов на аэродинамические свойства ЛА, повысить быстродействие раскрытия аэродинамических поверхностей, повысить синхронность раскрытия аэродинамических поверхностей. Помимо этого, техническое решение обладает несколько упрощенной конструкцией по сравнению с прототипом.