Результат интеллектуальной деятельности: УСТРОЙСТВО ФИКСАЦИИ СЛОЖЕННЫХ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

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

Известно устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей летательного аппарата (см. патент US №3921498, 1974.24.05., НКИ 244-3.28), содержащее вилкообразный элемент, удерживающий аэродинамические поверхности летательного аппарата в сложенном положении, и стопор в виде флажка.

К недостаткам данного устройства следует отнести то, что оно не обеспечивает вибропрочность аэродинамических поверхностей в сложенном положении из-за их свободного закрепления, что приводит к сокращению срока хранения летательного аппарата. Также к недостаткам следует отнести громоздкость устройства, которая накладывает дополнительные требования к размещению летательного аппарата.

Известно также устройство фиксации складывающихся аэродинамических поверхностей летательного аппарата (см. патент US №2977880, 1959.07.04, НКИ 244-3.29), 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. Данное устройство является наиболее близким аналогом к заявляемому предложению и выбрано в качестве прототипа.

К недостаткам прототипа следует отнести: низкую вибропрочность зафиксированных аэродинамических поверхностей, слабую управляемость летательного аппарата при старте в случае обледенения, низкую надежность срабатывания устройства при отказе двигателя в момент запуска летательного аппарата, несинхронность такого срабатывания, а также повышенную стоимость устройства в связи с его многодетальностью.

Настоящее изобретение направлено на решение следующих задач:

- повышение надежности работы устройства, особенно при работе в условиях обледенения, а также в случае возникновения нештатных ситуаций в работе двигателя ЛА;

- обеспечение синхронности раскрытия фиксируемых аэродинамических поверхностей ЛА;

- оптимизацию габаритно-массовых характеристик устройства;

- снижение воздействия вибрационных нагрузок на сложенные аэродинамические поверхности ЛА.

Поставленные задачи решаются за счет того, что в предложенном устройстве фиксации сложенных аэродинамических поверхностей ЛА, которое состоит из узла, обеспечивающего прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к корпусу ЛА, и исполнительного стопорящего механизма, соединенного с узлом, обеспечивающим прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к корпусу ЛА, с возможностью отсоединения, узел, обеспечивающий прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к корпусу ЛА, состоит из первого элемента зацепления, расположенного на законцовке складывающейся аэродинамической поверхности, и второго элемента зацепления, одним концом соединенного с первым элементом зацепления, а другим - с исполнительным стопорящим механизмом, выполненным в виде стопора, содержащего корпус со штуцером и подпружиненный шток, установленный в корпусе с возможностью осевого перемещения и входящий в зацепление со вторым элементом зацепления, при этом исполнительный стопорящий механизм установлен на ЛА таким образом, чтобы направление силы действия второго элемента зацепления было близко к перпендикулярному направлению относительно срединной поверхности сложенной фиксируемой аэродинамической поверхности ЛА.

Данное конструктивное исполнение позволяет повысить вибропрочность аэродинамических поверхностей летательного аппарата в сложенном положении за счет плотного прилегания к корпусу летательного аппарата, повысить надежность стопорения и плотность компоновки летательного аппарата, обеспечить надежность срабатывания устройства в условиях возможного обледенения за счет более простой по сравнению с прототипом конструкции устройства, а также при возникновении нештатных ситуаций в работе двигателя ЛА при запуске.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где

на фиг.1 изображен общий вид ЛА сбоку со сложенными аэродинамическими поверхностями и устройством их фиксации;

на фиг.2 показано устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей ЛА с первым и вторым элементами зацепления;

на фиг.3 изображены аэродинамические поверхности ЛА, вид сзади;

на фиг.4 - исполнительный стопорящий механизм со вторым элементом зацепления, сечение В-В.

На фиг.1-4 указаны позиции в следующем порядке:

1 - верхняя аэродинамическая поверхность;

2 - законцовка верхней аэродинамической поверхности;

3 - нижняя аэродинамическая поверхность;

4 - узел, обеспечивающий прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к корпусу ЛА;

5 - исполнительный стопорящий механизм;

6 - первый элемент зацепления;

7 - второй элемент зацепления;

8, 9 - винт;

10 - регулировочная муфта;

11,12 - контргайка;

13 - петля;

14 - шток;

15 - пружина;

16 - корпус летательного аппарата;

17 - корпус исполнительного стопорящего механизма;

18 - штуцер;

19 - гаргрот.

Устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей летательного аппарата состоит из узла, обеспечивающего прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к корпусу летательного аппарата (4), и исполнительного стопорящего механизма (5). Узел, обеспечивающий прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к корпусу летательного аппарата (4), может быть выполнен с возможностью регулирования степени прилегания, при этом он включает в себя первый элемент зацепления (6) и второй элемент зацепления (7).

Первый элемент зацепления (6) установлен на складывающейся аэродинамической поверхности, например на верхней аэродинамической поверхности (1), и может быть выполнен или в виде отдельной детали, или зацело с аэродинамической поверхностью, например, как показано на фиг.1-2, на законцовке (2) верхней аэродинамической поверхности (1).

Второй элемент зацепления (7) может быть выполнен, например, как показано на фиг.2, в виде двух винтов (8, 9), с противоположным направлением резьбы, соединенных регулировочной муфтой (10), с контргайками (11,12), при этом свободные концы винтов (8,9) переходят в петли (13). Второй элемент зацепления (7) может быть выполнен также в виде троса, резинового жгута или другой конструкции, выдерживающей заданную силу натяжения.

Первый элемент зацепления (6) и второй элемент зацепления (7) соединены между собой, при этом их соединение может быть как разъемным, так и неразъемным, в зависимости от конкретных условий. В случае необходимости выполнения неразъемного соединения первый элемент зацепления (6) может быть выполнен, например, в виде петли, а первый конец второго элемента зацепления (7), который участвует в соединении с первым элементом зацепления (6), может быть также выполнен в виде петли. В случае необходимости выполнения соединения разъемным первый элемент зацепления (6) может быть выполнен, например, в виде крюка, как показано на фиг.1 и 2.

Исполнительный стопорящий механизм (5) может быть выполнен, например как показано на фиг.4, в виде стопора с корпусом (17), в котором установлен шток (14), способный перемещаться внутри корпуса (17) вдоль оси корпуса (17), например, под воздействием рабочего тела, поступающего через штуцер (18). Шток (14) исполнительного стопорящего механизма (5) контактирует одним концом с пружиной (15), а другим концом входит в зацепление с петлей (13) второго элемента зацепления (7).

Исполнительный стопорящий механизм (5) закреплен на летательном аппарате и может быть установлен как на корпусе летательного аппарата (16), так и на гаргроте (19), как показано на фиг.1. Необходимым условием для выбора места установки исполнительного стопорящего механизма (5) является то, что направление силы действия второго элемента зацепления (7) должно быть близким к перпендикулярному направлению относительно срединной поверхности сложенной фиксируемой аэродинамической поверхности (1) летательного аппарата. Срединная поверхность - это поверхность хорд крыла - поверхность (в частном случае плоскость), содержащая все хорды крыла (см. АВИАЦИЯ: Энциклопедия./ Гл. ред. Г.П.Свищев. - М.: «Большая Российская энциклопедия», 1994. - 736 с., стр.642).

Стопор исполнительного стопорящего механизма (5) может быть как пневматическим, так и гидравлическим или другого типа.

Устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей летательного аппарата работает следующим образом.

После складывания аэродинамических поверхностей (1,3), например, как показано на фиг.1, первый элемент зацепления (6) соединяют с одним концом второго элемента зацепления (7), а другой конец второго элемента зацепления (7) соединяют со штоком (14) исполнительного стопорящего механизма (5). Для стопорения второго элемента зацепления (7) отводят шток (14), сжимая при этом пружину (15), заводят петлю (13) в паз корпуса стопора исполнительного стопорящего механизма (5), как показано на фиг.4, и отпускают шток (14). Под действием усилия сжатой пружины (15) шток (14) перемещается и фиксирует петлю (13) второго элемента зацепления (7). Для создания необходимой степени прилегания сложенных аэродинамических поверхностей (1, 3) к корпусу летательного аппарата заворачивают регулировочную муфту (10) второго элемента зацепления (7) моментом определенной величины в направлении уменьшения длины второго элемента зацепления (7). Для предотвращения самопроизвольного раскручивания регулировочной муфты (10) ее стопорят контргайками (11,12).

Отсоединение второго элемента зацепления (7) от исполнительного стопорящего механизма (5) происходит следующим образом. Рабочее тело через штуцер (18) подают во внутреннюю полость корпуса исполнительного стопорящего механизма (17). Под действием давления рабочего тела за счет разницы диаметров рабочих поверхностей штока (14) шток (14) перемещается, сжимая пружину (15), выходит из зацепления с петлей (13), освобождая, таким образом, второй элемент зацепления (7).

При разъемном соединении первого элемента зацепления (6) и второго элемента зацепления (7) в процессе раскладывания аэродинамических поверхностей (1, 3) под действием инерционных сил и набегающего потока второй элемент зацепления (7) отделяется от первого элемента зацепления (6) и уносится набегающим потоком.

При неразъемном соединении первого элемента зацепления (6) и второго элемента зацепления (7) после отсоединения от исполнительного стопорящего механизма (5) второго элемента зацепления (7) последний остается висеть, соединенный с первым элементом зацепления (6), на аэродинамической поверхности (7).

После сброса давления рабочего тела шток (14) исполнительного стопорящего механизма (5) под действием усилия сжатой пружины (15) возвращается в исходное положение.

Таким образом, изобретение по сравнению с прототипом позволяет повысить надежность работы устройства фиксации сложенных аэродинамических поверхностей ЛА, особенно при работе в условиях обледенения, за счет оптимального размещения его составных частей. Изобретение позволило также получить оптимальные габаритно-массовые характеристики, что улучшает компоновку ЛА и снижает его стоимость. Помимо этого, в результате снижения воздействия вибрационных нагрузок на сложенные аэродинамические поверхности ЛА стало возможным увеличить срок хранения летательного аппарата.