ПОВОРОТНЫЙ УЗЕЛ КРЫЛА КОМПАКТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к элементам конструкции летательных аппаратов.

Из уровня техники известен поворотный узел крыла (US патент 4262862, от 21.04.1981 г., МПК F42B 13/32), состоящий из двух размещенных на корпусе летательного аппарата консолей, расположенных и раскладывающихся в одной плоскости по двум параллельным осям с помощью шарниров.

Недостатками данного устройства являются недостаточно высокая несущая способность крыла, а также усложнение конструкции из-за двух узлов крепления и раскладывания.

Наиболее близким устройством, взятым за прототип, является поворотный узел крыла компактного летательного аппарата (US патент 6152041, от 28.11.2000 г., МПК F42B 10/14), состоящий из двух консолей крыла, размещенных на корпусе летательного аппарата и раскрывающихся по двум параллельным осям. Раскрытие консолей крыла происходит против потока воздуха после сброса летательного аппарата с авиационного носителя.

Недостатками выбранного прототипа являются недостаточно высокая несущая способность крыла, а также усложнение конструкции из-за двух узлов крепления и раскладывания, и возможность применения устройства только с дозвуковыми летательными аппаратами, которые по сравнению со сверхзвуковыми летательными аппаратами имеют недостаточно большую дальность полета при большем угле атаки.

Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанных выше недостатков и создание поворотного узла крыла компактных летательных аппаратов, обеспечивающего необходимую несущую способность крыла, а также заданные прочностные характеристики в условиях жестких габаритных ограничений.

Задача решается за счет того, что поворотный узел крыла компактного летательного аппарата состоит из двух консолей крыла, штифта, а также соединенных между собой при помощи, по крайней мере, одного крепежного элемента, основания и упорной шайбы, причем между основанием и упорной шайбой установлена калибровочная шайба; основание и упорная шайба образуют втулку, боковая поверхность которой образована цилиндрической и двумя конусообразными поверхностями, а диаметр внутренней цилиндрической поверхности консоли крыла равен диаметру цилиндрической поверхности втулки; коническая поверхность втулки эквидистантна, или близка к эквидистанте, конической поверхности корневой части консоли крыла; корневые части консолей установлены одна над другой на одной оси в плоскостях, перпендикулярных вертикальной оси с возможностью поворота относительно боковой поверхности втулки в противоположные стороны в секторах, ограниченных с одной стороны средством фиксации в сложенном положении, а с другой стороны средством фиксации в разложенном положении каждой из консолей; поперечное сечение корневой части консоли имеет трапециевидную форму, переходящую в прямоугольную; поворот консолей крыла происходит с одной стороны по поверхности контакта одной консоли крыла с основанием, а с другой стороны по поверхности контакта второй консоли с упорной шайбой.

В частном случае осуществления изобретения задача решается за счет того, что консоли крыла выполнены из полимерных композитных материалов.

Во втором частном случае осуществления изобретения задача решается за счет того, что консоли крыла оснащены антифрикционными кольцами в месте контакта консоли с основанием, консоли с упорной шайбой и двух консолей между собой.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется чертежами, на которых представлены: на фиг.1 - поперечный разрез поворотного узла крыла, на фиг.2 - изометрическая проекция поворотного узла крыла в разложенном положении.

На фиг.1, 2 указаны следующие позиции:

1 - Основание

2 - Упорная шайба

3 - Штифт

4 - Калибровочная шайба

5 - Консоль крыла

Поворотный узел крыла состоит из основания 1, упорной шайбы 2, штифта 3, калибровочной шайбы 4 и двух монолитных консолей крыла 5.

Летательный аппарат размещается на крыльевом модуле и закрепляется с помощью имеющихся средств крепления. Летательный аппарат имеет углубление для штифта 3, являющегося центрующей базой для поворота.

Основание 1 и упорная шайба 2 соединены между собой при помощи, по крайней мере, одного крепежного элемента, которым может являться штифт 3.

Калибровочная шайба 4 находится между основанием 1 и упорной шайбой 2.

Основание 1 и упорная шайба 2 образуют втулку, боковая поверхность которой образована цилиндрической и двумя конусообразными поверхностями, а диаметр внутренней цилиндрической поверхности консоли крыла 5 равен диаметру цилиндрической поверхности втулки.

Каждая из консолей крыла 5 выполнена как монодеталь и имеет классные поверхности контакта для снижения фрикционного взаимодействия, и глухие отверстия на кольцах для размещения смазки.

Поперечное сечение корневой части каждой из консолей крыла 5 имеет трапециевидную форму, переходящую в прямоугольную форму. Сторона прямоугольного сечения имеет большую длину, чем прилегающее к ней основание трапеции. Угол наклона боковых сторон трапециевидного сечения зависит от требуемой прочности крыльевого модуля.

Корневые части консолей крыла 5 установлены одна над другой на одной оси в параллельных плоскостях, перпендикулярных вертикальной оси, с возможностью поворота относительно вертикальной оси в противоположные стороны в секторах, ограниченных с одной стороны средством фиксации в сложенном положении, а с другой стороны средством фиксации в разложенном положении каждой из консолей.

Поворот консоли крыла 5 происходит по двум поверхностям контакта двух консолей крыла 5 между собой и консоли крыла 5 с основанием 1 или упорной шайбой 2.

В целях унификации консоли крыла 5 могут быть изготовлены взаимозаменяемыми.

В частном случае консоли крыла 5 могут быть выполнены из полимерных композитных материалов для снижения массы и обеспечения надежности без потери полезного объема.

Во втором частном случае консоли крыла 5 оснащены антифрикционными кольцами в месте контакта консоли с основанием, консоли с упорной шайбой и двух консолей между собой.

Поворотный узел крыла компактного АСП работает следующим образом.

На основание 1 устанавливают компактный летательный аппарат и размещают его на подвеске авиационного носителя. Пуск компактного летательного аппарата производится во время полета авиационного носителя, после чего срабатывает механизм раскладывания консолей крыла 5 и они поворачиваются относительно вертикальной оси до нужного положения. После раскрытия консоли крыла 5 фиксируются. Производится летная программа компактного летательного аппарата.

Поворотный узел крыла предназначен для компоновки различных типов компактных летательных аппаратов, используемых с авиационными носителями.

Таким образом, за счет предложенного технического решения становится возможным создание поворотного узла крыла компактных летательных аппаратов, обеспечивающего необходимую несущую способность крыла, а также заданные прочностные характеристики в условиях жестких габаритных ограничений.

Представленные чертежи и описание устройства позволяют изготовить устройство промышленным способом, что характеризует предлагаемое изобретение как промышленно применимое.