СПОСОБ РАСКЛАДЫВАНИЯ КОНСОЛЕЙ КРЫЛА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Область техники

Изобретение относится к области авиационной техники, более конкретно к способу приведения в полетную конфигурацию летательного аппарата, сбрасываемого с авиационного носителя, транспортирующего его к точке сброса со сложенными консолями крыла.

Уровень техники

Транспортировка ЛА, сбрасываемого с авиационного носителя, до точки сброса со сложенными в транспортное положение консолями значительно уменьшает габариты ЛА и способствует снижению требуемого пространства при складировании и транспортировке (доставке), что расширяет возможные варианты применения используемых носителей.

Известны разнообразные схемы трансформируемых летательных аппаратов, например:

- устройство раскладывания крыльев летательного аппарата (патентный документ US 4336914 А, МПК В64С 3/40, опубл. 29.06.1982 г.), содержащее систему блоков и тросов, с помощью которой осуществляют раскладывание крыла, а также гидравлический привод с поршнем, приводящий в движение тросы;

- устройство раскладывания и фиксации консолей крыла летательного аппарата» (патент RU 2463210 C1, МПК В64С 3/56, F42B 10/14 опубл. 10.10.2012), в котором раскладывание крыла осуществляется посредством пневмосистемы, т.е. бортового энергоисточника;

- складываемая аэродинамическая поверхность (патент RU 2338663 С1, МПК В64С 3/56, В64С 9/34, опубл. 20.11.2008), представляющая собой сложную конструкцию, в которой приведение летательного аппарата в полетную конфигурацию осуществляется за счет силового электропривода;

- устройство раскладывания консолей крыла (патентный документ US 5141175 А, МПК F42B 10/14, опубл. 25.08.1992), содержащее ведущий винт, каретку, два рычага, шарнирно соединенных с консолями крыла и приводящихся в движение при их раскладывании электромотором.

Недостатками вышеуказанных аналогов являются: громоздкость и значительная масса устройства раскладывания крыла из-за использования внутреннего источника энергии с механизмами передачи значительных усилий, соответствующих аэродинамической нагрузке на консоли, величина которой может быть сопоставимой с весом ЛА. Как следствие, снижение надежности из-за вероятности отказа бортового энергоисточника или технически обоснованной неготовности бортового энергоисточника к функционированию сразу после сброса.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению и выбранным в качестве прототипа является техническое решение, раскрытое в патентном документе CN 102556337 А, МПК В64С 3/56, опубл. 11.07.2012, в котором раскладывание консолей крыла ЛА, осуществляется за счет потенциальной энергии торсионной пружины. Однако, поскольку рабочий момент торсиона закономерно убывает в процессе рабочего хода, указанный способ не эффективен для его использования при вероятном возрастании преодолеваемой аэродинамической нагрузки на консоль в конце рабочего хода, например, если полетное положение консоли достигается поворотом консоли вниз относительно ее транспортного положения, когда подъемная аэродинамическая сила является потенциально противодействующим фактором.

Раскрытие изобретения

При разработке способа была поставлена техническая задача - обеспечить надежное раскладывание консолей крыла ЛА, сбрасываемого с авиационного носителя, доставляющего ЛА в точку сброса со сложенными в транспортное положение консолями крыла, независимо от работоспособности бортовых источников энергии ЛА.

Поставленная задача решается применением предлагаемого способа раскладывания консолей крыла ЛА при его сбросе с авиационного носителя, при котором:

- определяют положение элементов аэродинамического управления, расположенных на консолях крыла (ЭАУ), обеспечивающее создание аэродинамической силы, перемещающей консоли в полетное положение,

- складывают в транспортное положение консоли крыла ЛА и устанавливают ЭАУ в положение, обеспечивающее создание аэродинамической силы, перемещающей консоли в полетное положение, или сначала устанавливают ЭАУ в положение, обеспечивающее создание аэродинамической силы, перемещающей консоли в полетное положение, а затем складывают в транспортное положение консоли крыла ЛА,

- устанавливают ЛА на авиационный носитель,

- сбрасывают ЛА, доставленный в точку сброса, при заданных полетных параметрах авиационного носителя в точке сброса, воздействуют набегающим потоком воздуха на ЭАУ, под воздействием набегающего потока воздуха синхронно перемещают консоли крыла в полетное положение, фиксируют консоли крыла в полетном положении,

- или перед сбросом перемещают ЛА в позицию, при которой он находится в набегающем потоке воздуха, сохраняя связи с носителем, (механические, информационные и энергетические), воздействуют набегающим потоком воздуха на ЭАУ, под воздействием набегающего потока воздуха синхронно перемещают консоли крыла в полетное положение, фиксируют консоли крыла в полетном положении.

При определении положения ЭАУ, обеспечивающего создание аэродинамической силы, перемещающей консоли в полетное положение, исходными данными могут являться полетные параметры авиационного носителя в точке сброса: высота и скорость авиационного носителя, а также угол положения ЛА относительно строительной горизонтали авиационного носителя и максимально допустимая величина аэродинамической нагрузки на консоль крыла.

Консоли крыла могут складываться в транспортное положение с поворотом вниз, относительно строительной горизонтали фюзеляжа ЛА, на равные величины угла поворота.

Консоли крыла могут складываться в транспортное положение с поворотом вверх, относительно строительной горизонтали фюзеляжа ЛА, на равные величины угла поворота.

При раскладывании консолей крыла, сложенных вниз, ЭАУ могут перемещаться синхронно с поворотом консолей до достижения ЭАУ их полетного положения к моменту фиксации консолей крыла в полетном положении.

При раскладывании консолей крыла сложенных вверх, ЭАУ могут перемещаться в полетное положение скачкообразно в момент фиксации консолей крыла в полетном положении.

Техническим результатом, достигаемым при осуществлении заявленного изобретения, являются: повышение надежности раскладывания консолей крыла в полетное положение, простота конструкции и уменьшение массы ЛА.

Краткое описание чертежей

Графическими материалами, поясняющими сущность изобретения, являются схемы транспортного, промежуточного и полетного положений консолей ЛА и схемы действия аэродинамических сил на консоль крыла в этих положениях.

При этом схемы приведены:

- для случая складывания консолей крыла в транспортное положение с поворотом вниз, относительно строительной горизонтали фюзеляжа (СГФ) ЛА, на равные величины утла поворота - вариант «А»,

- и для случая складывания консолей крыла в транспортное положение с поворотом вверх, относительно СГФ ЛА, на равные величины угла поворота - вариант «Б».

Для представленных вариантов приняты следующие исходные данные, в соответствии с которыми выполнены чертежи и схемы действия аэродинамических сил при перемещении консолей в полетное положение:

- угол поперечного «V» крыла ЛА равен нулю;

- угол установки крыла ЛА равен нулю;

- крыло ЛА имеет симметричный профиль;

- местный угол крутки по всему размаху крыла равен нулю;

- консоли крыла сложены в транспортное положение поворотом на 90° относительно осей, параллельных строительной (продольной) оси фюзеляжа;

- в качестве ЭАУ применены элевоны (ЭАУ, совмещающие функции элеронов и руля высоты);

- нейтральным положением элевонов считается положение, при котором поверхность элевонов геометрически является продолжением поверхности консолей;

- полетное положение элевонов соответствует нейтральному положению;

- угол атаки ЛА во время раскладывания консолей имеет положительную величину.

Определения терминов, обозначающих геометрические характеристики крыла ЛА, а также угол атаки ЛА, установлены ГОСТ 20058-74, ГОСТ 20058-80.

Практически возможные отличия реальных значений названных выше параметров от условно принятых в данных примерах, не являются принципиальными для возможности реализации предлагаемого способа.

Пояснения к чертежам:

Фиг.1. Вид сверху на ЛА при транспортном положении консолей крыла с представлением положения ЛА относительно вектора скорости набегающего потока в варианте «А».

Фиг.2. Вид сверху на ЛА при транспортном положении консолей крыла с представлением положения ЛА относительно вектора скорости набегающего потока в варианте «Б».

Фиг.3. Вид сбоку на ЛА при транспортном положении консолей крыла с представлением положения ЛА относительно вектора скорости набегающего потока в варианте «А».

Фиг.4. Вид сбоку на ЛА при транспортном положении консолей крыла с представлением положения ЛА относительно вектора скорости набегающего потока в варианте «Б».

Фиг.5. Вид спереди на ЛА при транспортном положении консолей крыла с представлением векторов аэродинамических сил, действующих на консоли в варианте «А».

Фиг.6. Вид спереди на ЛА при транспортном положении консолей крыла с представлением векторов аэродинамических сил, действующих на консоли в варианте «Б».

Фиг.7. Вид спереди на ЛА при промежуточном положении консолей крыла с представлением векторов аэродинамических сил, действующих на консоли в варианте «А».

Фиг.8. Вид спереди на ЛА при промежуточном положении консолей крыла с представлением векторов аэродинамических сил, действующих на консоли в варианте «Б».

Фиг.9. Вид спереди на ЛА при полетном положении консолей крыла с представлением векторов аэродинамических сил, действующих на консоли в варианте «А».

Фиг.10. Вид спереди на ЛА при полетном положении консолей крыла с представлением векторов аэродинамических сил, действующих на консоли в варианте «Б».

Фиг.11. Сечение консоли крыла плоскостью А-А (Фиг.3), параллельной плоскости разъема с фюзеляжем, с представлением вектора скорости набегающего потока и векторов аэродинамических сил, действующих на консоль при транспортном положении консолей, в варианте «А».

Фиг.12. Сечение консоли крыла плоскостью Б-Б (Фиг.4), параллельной плоскости разъема с фюзеляжем, с представлением вектора скорости набегающего потока и векторов аэродинамических сил, действующих на консоль при транспортном положении консолей, в варианте «Б».

Фиг.13. Сечение консоли крыла плоскостью А-А (Фиг.3), параллельной плоскости разъема с фюзеляжем, с представлением вектора скорости набегающего потока и векторов аэродинамических сил, действующих на консоль при промежуточном положении консолей, в варианте «А».

Фиг.14. Сечение консоли крыла плоскостью Б-Б (Фиг.4), параллельной плоскости разъема с фюзеляжем, с представлением вектора скорости набегающего потока и векторов аэродинамических сил, действующих на консоль при промежуточном положении консолей, в варианте «Б».

Фиг.15. Сечение консоли крыла плоскостью А-А (Фиг.3), параллельной плоскости разъема с фюзеляжем, с представлением вектора скорости набегающего потока и векторов аэродинамических сил, действующих на консоль при полетном положении консолей, в варианте «А».

Фиг.16. Сечение консоли крыла плоскостью Б-Б (Фиг.4), параллельной плоскости разъема с фюзеляжем, с представлением вектора скорости набегающего потока и векторов аэродинамических сил, действующих на консоль при полетном положении консолей, в варианте «Б».

На представленных фигурах использованы следующие условные обозначения:

V - направление вектора скорости невозмущенного набегающего потока,

α_ЛА - угол атаки ЛА,

α_{консоли} - угол атаки консоли, в данном случае - угол между местной хордой консоли крыла в плоскости ее разъема с фюзеляжем и проекцией вектора скорости V на эту плоскость,

δ - угол отклонения элевона от нейтрального положения,

Y_α - составляющая аэродинамической силы, действующей на консоль, величина которой определяется утлом атаки консоли.

Y_δ - составляющая аэродинамической силы, действующей на консоль, величина которой определяется углом отклонения элевона.

Осуществление изобретения

Сбрасываемый летательный аппарат (ЛА) содержит фюзеляж, левую и правую консоли крыла (1,2, Фиг.1), шарнирно соединенные с фюзеляжем, ЭАУ, например - элевоны (3, 4, Фиг.2), расположенные на консолях крыла, стопорные устройства для фиксации консолей крыла в полетном положении, а также может содержать стопорные устройства для фиксации консолей крыла в транспортном положении.

В заявленном изобретении рассмотрен способ раскладывания консолей крыла ЛА, перемещаемого на авиационном носителе со сложенными в транспортное положение консолями крыла, путем создания момента силы, поворачивающей консоли относительно осей шарниров крепления к фюзеляжу за счет изменения направления набегающего воздушного потока, обтекающего консоли.

В соответствии с известными законами аэродинамики тело, изменяющее направление обтекающего его потока воздуха, испытывает действие аэродинамической нагрузки, результирующий вектор которой направлен противоположно вектору изменения скорости потока.

При обтекании консоли крыла с расположенным на ней ЭАУ изменение направления набегающего потока создается отклонением ЭАУ от нейтрального положения, либо изменением угла атаки консоли относительно направления набегающего потока. В обоих случаях появляется аэродинамическая нагрузка на консоль, результирующая сила которой создает момент относительно оси шарниров крепления консолей к фюзеляжу.

Сила, создаваемая углом отклонения ЭАУ, не зависит от положения консоли крыла относительно вектора скорости набегающего потока и является основным силовым фактором при реализации предлагаемого способа перемещения консолей крыла в полетное положение.

Сила, создаваемая углом атаки консоли, зависит от угла атаки ЛА и от фактического положения консоли относительно ее полетного положения. Эта сила, в зависимости от применяемой кинематической схемы раскладывания консолей крыла и угла атаки ЛА, при перемещении консоли в полетное положение, может способствовать либо препятствовать перемещению консолей и должна учитываться при определении баланса сил, обеспечивающих установление консолей крыла в полетное положение.

Складывание консолей крыла в транспортное положение осуществляется поворотом консолей относительно осей, строго согласованных со строительной продольной осью ЛА, в одну сторону относительно строительной горизонтали фюзеляжа, на равные величины угла поворота, который выбирается с учетом компоновки ЛА и/или условий транспортировки, например размеров отсека носителя для транспортировки.

При практическом осуществлении способа базовыми требованиями являются:

- безопасность отделения ЛА от носителя;

- устойчивость полета отделившегося ЛА до ввода в действие его штатной системы управления.

Для выполнения этих требований аэродинамическая конфигурация и центровка ЛА должны обеспечивать его продольную, путевую и поперечную устойчивость в конфигурации, при которой происходит отделение ЛА от носителя и, кроме того, устойчивость по скорости на режимах полета до ввода в действие маршевого двигателя. Исключение требований к устойчивости возможно в тех случаях, когда сброс ЛА осуществляется при действующей штатной системе управления ЛА, приводимой в действие от независимого энергоисточника.

При определении положения ЭАУ, обеспечивающего создание аэродинамической силы, перемещающей консоли в полетное положение, исходными данными являются: заданные полетные параметры авиационного носителя в точке сброса, такие как высота и скорость, угол положения ЛА относительно строительной горизонтали авиационного носителя и максимально допустимая величина аэродинамической нагрузки на консоль крыла.

Полетные параметры авиационного носителя в точке сброса задаются исходя из диапазона его летных характеристик и в соответствии с полетным заданием, что является основанием для определения начального положения ЭАУ сбрасываемого ЛА.

Скорость и высота полета носителя определяют скоростной напор и число Маха набегающего потока, воздействующего на ЛА при перемещении консолей крыла из транспортного положения в полетное. Эти параметры определяют величину аэродинамической нагрузки на консоль и расположенный на ней ЭАУ в зависимости от положения ЭАУ и угла атаки консоли, а также распределение аэродинамической нагрузки по размаху консоли, определяющее момент аэродинамической силы относительно оси шарниров крепления консоли к фюзеляжу.

При этом:

- ограничение по максимальной скорости: скорость полета носителя при сбросе ЛА предпочтительно должна быть дозвуковой, поскольку резкое уменьшение эффективности ЭАУ, расположенных на консолях крыла при одновременном резком увеличении «шарнирного момента» (момента аэродинамической силы, приложенной к ЭАУ, относительно оси шарниров крепления ЭАУ к консоли) снижают надежность и целесообразность применения предлагаемого способа при сверхзвуковых скоростях);

- ограничение по минимальной скорости полета носителя при сбросе ЛА не выходит за пределы, обеспечивающие управляемый полет ЛА.

Угол установки СГФ ЛА относительно СГФ авиационного носителя определяет угол атаки ЛА в исходной позиции перед сбросом и на начальном участке полета ЛА после отделения от носителя, определяющий траекторию полета ЛА и баланс аэродинамических сил, действующих на консоли крыла, выбирается исходя из требований безопасного удаления ЛА от носителя, а также создания оптимальных условий для раскладывания консолей в полетное положение в зависимости от направления поворота консолей при перемещении их из транспортного положения в полетное, с учетом очередности операций: «сброс ЛА» - затем «раскладывание консолей», или «раскладывание консолей» - затем «сброс ЛА».

Определение начального положения (угла поворота) ЭАУ, обеспечивающего после сброса ЛА с авиационного носителя создание аэродинамической силы, перемещающей консоли в полетное положение, производится расчетом, с использованием известных уравнений теоретической механики, на основе данных о распределении аэродинамической нагрузки вдоль размаха крыла, полученных при проектировании ЛА.

Достаточность силового воздействия для установления консолей в полетное положение оценивается исходя из соотношения моментов сил, действующих на консоли при достижении ими полетного положения, с учетом веса консолей и сил трения.

Продолжительность поворота консолей под действием сил, создаваемых ЭАУ, определяется в основном моментом инерции консолей и моментом аэродинамического демпфирования при вращении консолей относительно осей шарниров крепления к фюзеляжу.

Для достижения минимально возможной продолжительности перемещения консолей начальный угол отклонения ЭАУ от нейтрального положения должен соответствовать максимально допустимой величине аэродинамической нагрузки на консоль и расположенный на ней ЭАУ, установленной при разработке ЛА, либо механическим ограничениям предельного угла отклонения ЭАУ, если при этом не превышается допустимая нагрузка. Для ориентировочной оценки: поворот консолей может происходить значительно быстрее, чем поворот всего ЛА по углу крена под действием ЭАУ, темп которого задан характеристиками маневренности ЛА при его проектировании.

Установка ЭАУ в положение, обеспечивающее после сброса ЛА с авиационного носителя создание аэродинамической силы, перемещающей консоли в полетное положение, может быть осуществлена как до складывания консоли крыла ЛА в транспортное положение, так и после.

Установка ЛА на авиационном носителе производится на посадочное место, предусматривающее механические, информационные и энергетические связи между авиационным носителем и ЛА.

Сброс ЛА с авиационного носителя производится при заданных параметрах полета носителя в точке сброса исключением механических, информационных и энергетических связей между авиационным носителем и ЛА.

В случае фиксации консолей крыла в транспортном положении, при сбросе они расфиксируются.

После сброса или при перемещении ЛА в позицию, при которой он находится в набегающем потоке воздуха, сохраняя связи с носителем, в том числе механические, информационные и энергетические, набегающий поток воздуха, воздействуя на ЭАУ, перемещает консоли до достижения ими полетного положения.

Поворот консолей должен выполняться синхронно, без нарушения поперечной аэродинамической симметрии ЛА.

Синхронность перемещения консолей может быть обеспечена кинематическим механизмом с прямой связью.

Разложенные в полетное положение консоли крыла фиксируют.

В момент установки консолей крыла в полетное положении ЭАУ должны занять свое полетное положение, при котором создается баланс аэродинамических сил, действующих на ЛА, обеспечивающий его полет по расчетной траектории (полетное положение ЭАУ).

Перемещение ЭАУ в полетное положение может происходить плавно, синхронно с поворотом консолей, либо скачкообразно - при фиксации консолей в полетном положении.

Целесообразный выбор зависит от направления движения консолей («вверх» или «вниз» относительно СГФ ЛА) при перемещении их из транспортного положения в полетное и обусловлен тем, что по мере поворота консолей в направлении к полетному положению местный угол атаки консоли приближается по величине к полетном углу атаки ЛА. Консоль «берет на себя» часть подъемной силы ЛА, которая создает дополнительный крутящий момент относительно оси шарниров крепления консолей к фюзеляжу, достигающий максимума в полетном положении консолей.

Этот дополнительный момент при положительном угле атаки ЛА помогает перемещению консолей вверх (вариант «А» в приведенных примерах) и является «помехой» перемещению консолей вниз (вариант «Б» в приведенных примерах). При отрицательном угле атаки ЛА картина была бы противоположной: дополнительный момент, создаваемый углом атаки консоли, помогает перемещению консолей вниз и препятствует перемещению консолей вверх относительно СГФ ЛА.

Примеры возможных вариантов реализации изобретения.

Пример реализации по варианту «А», при котором консоли крыла в транспортном положении повернуты вниз относительно СГФ ЛА на 90°, показан на Фиг.1, 3. Силовые приводы управления элевонами расположены в фюзеляже и стыкуются с элевонами при фиксации консолей в полетном положении.

В этом случае составляющая подъемной силы Y_α (фиг.5, 7, 9, 11, 13, 15) помогает подъему консолей в полетное положение. Момент, создаваемый этой силой, в принципе может быть достаточным для установления консолей в полетное положение, что позволяет плавно уменьшить начальный угол установки ЭАУ (элевонов) до полетного значения к моменту фиксации консолей. Это может достигаться с помощью несложного механизма, обеспечивающего кинематическую связь между поворотом консоли относительно фюзеляжа с поворотом элевона относительно консоли, который автоматически отключается при стыковке консоли с фюзеляжем (масса такого механизма несопоставимо меньше массы механизма, который потребовался бы для поворота консоли от бортового источника энергии, в соответствии с относительно малой аэродинамической нагрузкой на элевон по сравнению с нагрузкой на консоль);

Пример реализации по варианту «Б», при котором консоли крыла в транспортном положении повернуты вверх относительно СГФ ЛА на 90° показан на Фиг.2, 4 Силовые приводы управления элевонами расположены в фюзеляже и стыкуются с элевонами при фиксации консолей в полетном положении.

В этом случае составляющая подъемной силы Y_α (фиг.6, 8, 10, 12, 14, 16) препятствует опусканию консолей в полетное положение. Целесообразно сохранить начальный (предельно допустимый) угол отклонения ЭАУ до момента достижения консолями полетного положения, затем скачкообразно перевести элевоны в полетное положение, кинематически связав этот перевод со стыковкой силового привода управления элевонами при фиксации консолей. Для этого может быть применена конструкция сцепной муфты, в которой вход в зацепление стыкуемых частей сопровождается поворотом ведомой полумуфты на требуемый угол.

Учитывая относительную кратковременность поворота консолей под действием ЭАУ, устранить «помеху» со стороны положительного угла атаки при раскладывании консолей после сброса можно за счет начальных параметров сброса ЛА, например:

- созданием отрицательного угла атаки ЛА при отделении от носителя за счет отрицательного угла тангажа в исходной позиции ЛА на борту носителя перед сбросом;

- созданием пикирующего момента посредством дестабилизатора или переднего горизонтального оперения (при наличии этих элементов управления в аэродинамической схеме ЛА), установленного под соответствующим отрицательным углом к СГФ ЛА, обеспечивающего движение ЛА после сброса при нулевой (или отрицательной) подъемной силе с последующим переводом дестабилизатора в полетное положение одновременно с фиксацией консолей в полетном положении.

В случае если раскладывание консолей крыла производится в позиции, при которой ЛА до сброса находится в набегающем потоке воздуха, сохраняя связи с носителем, требуемый угол атаки обеспечивается за счет угла между СГФ ЛА и СГФ носителя.

В приведенных примерах раскладывание консолей крыла в полетное положение может осуществляться при незадействованных бортовых источниках энергии.

Применение предлагаемого способа целесообразно и при действующих бортовых энергоисточниках, обеспечивающих работоспособность системы управления ЛА. В частности, при размещении рулевых машин на консолях крыла, ЭАУ, размещенные на консолях, выполняют те же функции, что и в описанных выше примерах, но могут приводиться в действие по командам от бортового навигационно-пилотажного комплекса. В этом варианте вспомогательные механизмы, предназначенные для перемещения ЭАУ, не требуются.

Очевидно, что при реализации заявленного способа обеспечивается технический результат - повышение надежности раскладывания консолей крыла в полетное положение за счет:

- применения штатных элементов аэродинамического управления летательного аппарата, надежность и эффективность силового воздействия которых обеспечивается их основным предназначением;

- безотказности используемого источника энергии - кинетической энергии набегающего потока воздуха, благодаря чему процесс раскладывания консолей не зависит от работоспособности бортовых источников энергии;

также обеспечиваются уменьшение массы ЛА и простота конструкции за счет отсутствия механизмов, предназначенных для приведения в движение консолей крыла.