УСТРОЙСТВО ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ПОВЕРХНОСТЬЮ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Предложенное изобретение относится к летательным аппаратам тяжелее воздуха, а более конкретно к конструктивным элементам регулирования положения крыльев планирующей ракеты, то есть устройствам для управления аэродинамической поверхностью летательного аппарата, и может быть использовано при стабилизации автономного полета к цели сбрасываемых в воздухе крылатых ракет.

Уровень техники данной области характеризует механизм поворота крыльев летательного аппарата вокруг вертикальных осей по патенту DE 1531383, В 64 С 3/40, 1978 г., который содержит двухпозиционный вращающийся рабочий цилиндр, зубчатой передачей кинематически связанный с гидроприводом, оснащенным распределительной аппаратурой, служащий для синхронного перемещения аэродинамических элементов обоих крыльев самолета.

Этот механизм представляет жесткую силовую систему динамического управления точным и синхронным поворотом крыльев при маневрировании на заданные углы пилотирования, а также их реверсирования при полете летательного аппарата.

Недостатком описанного кинематически сложного механизма являются большие габариты и масса, что ограничивает его использование в планирующих летательных аппаратах типа авиационных планирующих ракет и кассетных боеприпасов.

Более простым устройством, предназначенным для аэродинамической стабилизации планирующего полета летательного аппарата, сбрасываемым с самолета, который выбран в качестве наиболее близкого аналога, является описанное в патенте US 5074493, F 41 J 9/10, 1991 г.

Известное устройство аэродинамической стабилизации боеприпаса в автономном полете к цели посредством поворота крыльев, установленных на параллельных продольных осях, в раскрытое положение до фиксирования их упора на кулачковом стопоре, закрепленном на неподвижном основании, содержит ползун, выполненный в виде пружинного фиксатора крыльев в сложенном положении на корпусе боеприпаса, шарнирно связанного с тягой, закрепленной в кассете, и кулачковый механизм геометрического замыкания стопорного штыря в раскрытом положении крыльев на упоре неподвижного основания.

При выбрасывании боеприпаса из кассеты, посредством шарнирной тяги, происходит сдергивание фиксатора ползуна со сложенных крыльев, которые под действием цилиндрических пружин кручения поворачиваются вокруг продольных осей.

Раскрытое положение крыльев фиксируется стержнями, которые устанавливаются на кулачковых упорах основания боеприпаса, где и стопорятся.

Недостатком известного устройства является неудовлетворительная жесткость исполнительных механизмов, которая определяет низкую функциональную надежность изделия в целом, траектория неуправляемого полета которого произвольна, так как зависит от вероятности и синхронности раскрытия крыльев.

Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является разработка простой и функционально надежной конструкции устройства поворота крыльев летательного аппарата, преимущественно подвесной радиоуправляемой крылатой ракеты.

Требуемый технический результат достигается тем, что в известном устройстве для управления аэродинамической поверхностью летательного аппарата, содержащего механизм поворота крыльев, симметрично смонтированных на продольных осях, ползун с фиксатором крыльев в сложенном положении, связанный с шарнирной тягой, и кулачковый механизм геометрического замыкания стопорного стержня в раскрытом положении крыльев на упоре основания, согласно изобретению, крылья выполнены в виде рычагов первого рода, меньшим плечом кинематически связанных с шарнирной тягой ползуна, который через опоры траверсы закреплен на штоке центрального пневмоцилиндра, сообщающегося с источником высокого давления, при этом ползун смонтирован с возможностью относительного продольного перемещения на пневмоцилиндре и посредством разрывных винтов связан с поперечным основанием, несущим оси поворота крыльев, а стопорный стержень нагружен пластинчатой пружиной и остановлен в ползуне, радиально глухому пазу в корпусе пневмоцилиндра, выполненному в положении, соответствующем примыканию крыльев к упорам поперечного основания, причем в качестве источника высокого давления использован пиропатрон.

Отличительные признаки обеспечили управление аэродинамической поверхностью летательного аппарата за счет жесткой кинематической связи крыльев планирующей ракеты с механизмом принудительного синхронного их поворота в заданное пространственное положение.

Выполнение крыльев в виде рычагов первого рода, которые меньшим плечом кинематически связаны шарнирной тягой с ползуном, обеспечивает передачу заданного управляющего воздействия перемещающегося штока общего пневмоцилиндра на позиционирование обоих крыльев в рабочем раскрытом положении.

Установка осей поворота крыльев на поперечном неподвижном основании создает жесткую несущую опору, воспринимающую аэродинамические нагрузки полета и маневрирования летательного аппарата.

Закрепление общего центрального пневмоцилиндра на жестком поперечном основании обеспечило симметричное нагружение крыльев при раскрывании и силовое удерживание крыльев в раскрытом положении на траектории полета рабочим давлением внутри пневмоцилиндра.

Пиропатрон, генерирующий пороховые газы, используемые как рабочее тело силового пневмоцилиндра, представляет собой простейшую стандартизованную конструкцию источника высокого давления, снабженного надежным электроимпульсным узлом запуска.

Коаксиальное размещение ползуна на приводном пневмоцилиндре, шток которого жестко связан с ползуном, позволяет выполнить силовой привод поворота крыльев компактным.

Выполнение фиксатора крыльев в закрытом положении в виде тарированных разрывных винтов, связывающих ползун с несущим основанием, которые рассчитаны на заданное разрывное усилие от воздействия штока пневмоцилиндра, характеризуется минимумом занимаемого полезного объема, простотой конструкции и надежным функционированием.

Конструктивное выполнение стопорного устройства в виде подпружиненного, смонтированного в ползуне стержня, под который в корпусе цилиндра выполнен глухой паз, обеспечивает автоматическое фиксирование крыльев, когда они устанавливаются на упоры поперечного основания.

Пиропатрон, как энергосодержащий элемент, использован в качестве газогенератора для одного рабочего хода пневмоцилиндра, что компактно и функционально.

Следовательно, каждый существенный признак необходим, а их совокупность в устойчивой взаимосвязи является достаточной для достижения новизны качества, неприсущей признакам в разобщенности, то есть поставленная техническая задача решается не суммой эффектов, а эффектом суммы существенных признаков.

Проведенный сопоставительный анализ предложенного технического решения с выявленными аналогами уровня техники, из которого изобретение явным образом не следует для специалиста по авиационной технике, показал, что оно не известно, а с учетом возможности промышленного серийного изготовления устройства для регулирования аэродинамической поверхности летательного аппарата можно сделать вывод о соответствии критериям патентоспособности.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где изображено:

на фиг.1 - схема летательного аппарата;

на фиг.2 - механизм поворота крыльев (справа от оси симметрии по чертежу - исходное положение, слева - полетное);

на фиг.3 - приводной пневмоцилиндр, разрез по А-А на фиг.2.

На корпусе 1 (фиг.1) летательного аппарата - крылатой ракеты, доставляемой к месту пуска самолетом, в сложенном положении (радиально сопрягаемом с оболочкой ракеты) установлены с возможностью поворота крылья 2, рули 3 и хвостовое оперенье 4 для продольной стабилизации в автономном полете.

Механизм поворота крыльев 2 (фиг.2) включает пневмоцилиндр 5, закрепленный на поперечном основании 6 (несущей балке, жестко защемленной двумя концами на корпусе 1).

На штоке 7 поршня 8 пневмоцилиндра 5 закреплена траверса 9, опорами 10 жестко связанная с ползуном 11, который установлен коаксиально пневмоцилиндру 5 с возможностью относительного продольного перемещения.

Ползун 11 в исходном положении (справа по чертежу фиг.2) скреплен с основанием 6 посредством тарированных винтов 12, рассчитанных на заданное усилие разрыва.

Ползун 11 шарнирно тягами 13 связан с рычагами 14, установленными на параллельных осях 15, смонтированных на противоположных концах поперечного основания 6. Каждый рычаг 14 выполнен с крылом 2 заодно, образуя рычаг 1-го рода, то есть двуплечий рычаг.

Полость пневмоцилиндра 5 над поршнем 8 сообщается с пиропатроном 16 (фиг.3).

В нижней (по чертежу) части корпуса пневмоцилиндра 5 диаметрально выполнены глухие пазы 17 под стопорные стержни 18, установленные в ползуне 11 и нагруженные пластинчатой пружиной 19.

Функционирует механизм поворота крыльев 2 следующим образом. По команде с блока системы управления ракеты инициируется пиропатрон 16, который генерирует пороховые газы при сгорании его пиротехнического состава, поступающие в полость пневмоцилиндра 5 над его поршнем 8, развивая давление, достаточное для разрыва связывающих винтов 12. При этом освобождается ползун 11, который штоком 7 поршня 8 цилиндра 5 через опоры 10 перемещается в крайнее нижнее положение (слева по чертежу фиг.2).

При движении ползуна 11 шарнирные тяги 13 воздействуют на рычаги 14, которые поворачиваются вокруг своих осей 15 и раскрывают крылья 2.

В конце хода ползуна 11 стержни 18 под действием пружин 19 заталкиваются в радиальные пазы 17, фиксируя ползун 11 и, следовательно, раскрытое положение крыльев 2, которые опираются при этом рычагами 14 на несущее основание 6.

Таким образом, крылья 2 в раскрытом положении удерживаются давлением в пневмоцилиндре 5 и жестко фиксируются от угловых перемещений с двух сторон плоскости в течение времени полета к цели.