СКЛАДЫВАЕМАЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ПОВЕРХНОСТЬ С ДВУМЯ ЛИНИЯМИ СКЛАДЫВАНИЯ

Заявляемое техническое решение относится к авиационной и ракетной технике и может быть использовано для установки складываемых аэродинамических поверхностей на летательных аппаратах (ЛА), стартующих из транспортно-пускового контейнера ограниченного объема.

Известен складываемый аэродинамический орган управляемого снаряда (патент RU 2280230, МПК F42B 10/14), содержащий руль, цапфу с осью, ось складывания, механизм раскрытия в виде пружины кручения, расположенной по оси складывания и связанной одним концом с рулем, а другим с цапфой, механизм фиксации в виде пружины сжатия с двумя фиксаторами, входящими в раскрытом положении в отверстия цапфы.

Недостатки данного устройства:

- обеспечивается раскрытие рулей в воздухе, но не в воде из-за недостаточной мощности привода (мощная пружина кручения потребует неприемлемые габариты для складываемого аэродинамического органа);

- при заданном угле раскрытия рулей и при соблюдении заданных габаритов, в которые можно поместить пружину кручения, приходится проектировать пружину с высокими касательными напряжениями на угле раскрытия, что может привести при длительном хранении к ослаблению ее моментных характеристик;

- при достаточно мощной пружине кручения перевод руля из раскрытого положения в сложенное без специального приспособления будет затруднен;

- при одной линии складывания не всегда обеспечивается размещение ЛА в пусковом контейнере.

Известны складываемые аэродинамические поверхности с двумя линиями складывания. Их классификация представлена в книге «Грущанский В.А., Дергачев А.А. Проектирование и эффективность летательных аппаратов. М., 2008, стр.26-27».

На рис.1.3.7б вышеуказанной книги представлена схема, когда корневая и концевая панели в сложенном положении последовательно обхватывают корпус летательного аппарата. В этом случае получается наиболее компактное складывание, при этом корневая панель при раскрытии поворачивается на угол больше 90°, а концевая панель относительно корневой панели - на угол меньше 90°.

За ближайший аналог авторами принята конструкция складываемого стабилизатора с двумя линиями складывания, приведенная в книге «Голубев И.С. и др. Конструкция и проектирование летательных аппаратов. М., 1995, стр.276, рис.11.31».

Стабилизатор состоит из центроплана, средней части и концевой части. При этом в сложенном положении средняя часть обхватывает корпус ЛА, а концевая часть располагается между корпусом ЛА и средней частью, то есть угол поворота концевой части относительно средней части составляет 180°. Это видно из рис.11.31б и 11.31в.

Силовой привод представляет собой пневмогидравлический механизм раскладывания средней части стабилизатора, который при срабатывании поворачивает среднюю часть стабилизатора относительно ее оси складывания. В средней части стабилизатора установлена с эксцентриситетом относительно оси складывания средней части регулируемая по длине тяга 2 (см. рис.11.31а, б, в), связанная с одной стороны с механизмом раскладывания средней части, а с другой стороны - с механизмом раскладывания концевой части стабилизатора посредством серьги 5 и качалки 4. В ходе поворота средней части стабилизатора тяга 2 за счет заданного эксцентриситета начинает при помощи серьги 5 и качалки 4 поворачивать концевую часть стабилизатора, совершая при этом сложное плоское движение.

К преимуществам данного устройства следует отнести то, что раскрытие средней и концевой частей стабилизатора обеспечивается за счет одного силового привода благодаря обеспечению кинематической связи между средней и концевой частью.

Недостатки данного устройства:

- нерациональная схема складывания стабилизатора с точки зрения вписывания в ограниченный габарит;

- нерациональная схема складывания стабилизатора с точки зрения энергетики - концевую часть необходимо повернуть на угол 180°;

- нерациональная кинематика раскрытия в виде сложного плоского движения элементов механизма, включая тягу, когда необходимо обеспечивать запаздывание раскрытия концевой части относительно средней части во избежание удара концевой части о корпус ЛА;

- для обеспечения плоского движения элементов механизма раскрытия концевой панели требуется большая строительная высота корневой панели, в которой он размещен;

- из-за сложности механизма снижается его надежность, а наличие большого количества шарнирных сочленений приводит к дополнительным люфтам в механизме.

Целью заявляемого технического решения является упрощение конструкции складываемой аэродинамической поверхности с двумя линиями складывания и повышение ее надежности, а также повышение ее технологичности при изготовлении, сборке и эксплуатации.

Поставленная цель достигается тем, что корневая и концевая панели в сложенном положении прилегают к корпусу, при этом угол складывания корневой панели получается больше 90°, а концевой панели относительно корневой панели - не превышает 90°. Для обеспечения раскрытия концевой панели с помощью силового привода корневой панели в корневой панели установлен регулируемый по длине подпружиненный шток, при этом шток установлен с возможностью прямолинейного перемещения (в прототипе тяга как аналог штока совершает плоское движение и имеет шарнирные сочленения с несколькими деталями) и контакта своим торцом под действием пружины сжатия с профилированным пазом, выполненным в центроплане, а другим своим торцом, имеющим скос, с профилированным зубом, выполненным в концевой панели.

Предложенное техническое решение поясняется чертежами.

На фиг.1 дан вид в плане на аэродинамическую поверхность 1 с двумя линиями складывания, содержащую центроплан 2, корневую панель 3, концевую панель 4, силовой привод 5, установленный на кронштейне 6 центроплана 2 и обеспечивающий вращение корневой панели 3 вокруг ее оси складывания 7, а также регулируемый по длине шток 8, установленный в корневой панели 3 и обеспечивающий вращение концевой панели 4 вокруг ее оси складывания 9. Кронштейн 6 центроплана 2 установлен на корпусе ЛА 10.

На фиг.2 изображена аэродинамическая поверхность в сложенном положении по сеч. А-А. При этом корневая панель 3 и концевая панель 4 последовательно обхватывают корпус летательного аппарата. Шток 8 установлен в корневой панели 3 с возможностью прямолинейного перемещения под действием пружины 11 и упирается с одной стороны в профилированный паз 12 кронштейна 6, а с противоположной стороны шток 8 своим скосом 13 контактирует с профилированным зубом 14 концевой панели 4. Видно, что корневая и концевая панели в сложенном положении не выходят за внутренний контур контейнера 15, а угол складывания концевой панели относительно корневой панели не превышает 90°.

На фиг.3 изображена аэродинамическая поверхность в раскрытом положении по сеч. А-А. В этом положении концевая панель 4 зафиксирована относительно корневой панели 3, в свою очередь корневая панель зафиксирована относительно кронштейна 6 центроплана 2.

Устройство работает следующим образом. При срабатывании силового привода 5 корневая панель 3 поворачивается вокруг оси складывания корневой панели 7. Шток 8, упирающийся в профилированный паз 12 кронштейна 6, под действием пружины 11 в ходе вращения корневой панели 3 отжимается внутрь корневой панели и своим скосом 13 воздействует на профилированный зуб 14 концевой панели 4, заставляя концевую панель поворачиваться вокруг оси складывания концевой панели. В ходе одновременного вращения корневая и концевая панели переводятся в раскрытое положение. Стопорение корневой и концевой панели обеспечивается подпружиненными фиксаторами (не показаны).

Предложенная конструкция успешно прошла лабораторно-стендовые и летно-конструкторские испытания в составе летательного аппарата в диапазоне температур ±50°C.

Использование предлагаемого технического решения позволит упростить конструкцию складываемой аэродинамической поверхности с двумя линиями складывания и повысить ее надежность, а также повысить ее технологичность при изготовлении, сборке и эксплуатации.