Устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей летательного аппарата

Устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей летательного аппарата

Иллюстрации

Показать все

Реферат

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. К недостаткам известного устройства 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, а также низкую технологичность и повышенные массовые характеристики, связанные с многодетальностью известного устройства.

Из уровня техники известно также устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей летательного аппарата (патент РФ №2283469, МПК F42B 10/14), состоящее из узла, обеспечивающего прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к корпусу летательного аппарата, и исполнительного стопорящего механизма, соединенного с узлом, обеспечивающим прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к корпусу летательного аппарата, с возможностью отсоединения, в котором узел, обеспечивающий прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к корпусу летательного аппарата, 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.

Данное устройство является наиболее близким аналогом к заявляемому предложению и выбрано в качестве прототипа.

К недостаткам прототипа следует отнести:

- низкую технологичность, связанную с необходимостью изготовления законцовки аэродинамической поверхности из одновременно прочного и легкого материала, например из титановых сплавов, обусловленную повышенными нагрузками на законцовку в месте установки первого элемента зацепления в виде крюка или петли;

- завышенные массовые характеристики конструкции, обусловленные более плотным применяемым материалом (титановым сплавом), а также более тяжелыми элементами стяжки;

- пониженные аэродинамические характеристики фиксируемой аэродинамической поверхности за счет выступающего за профиль законцовки установленного на ней первого элемента зацепления.

Предлагаемое устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей летательного аппарата направлено на решение таких задач, как повышение технологичности изготовления устройства, уменьшение массы фиксируемой аэродинамической поверхности, а также повышение аэродинамических характеристик ЛА.

Поставленные задачи решаются за счет того, что устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей летательного аппарата состоит из соединенных между собой с возможностью отсоединения узла, обеспечивающего прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к летательному аппарату, и исполнительного стопорящего механизма, установленного на летательном аппарате, где узел, обеспечивающий прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к летательному аппарату, включает в себя соединительный, регулировочный и фиксирующий элементы, при этом узел, обеспечивающий прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к летательному аппарату, установлен в крайней области законцовки аэродинамической поверхности, в полости, образуемой за счет глухого отверстия, ось которого имеет направление, близкое к параллельному направлению продольной оси летательного аппарата, глухое отверстие выполнено в части законцовки, противоположной направлению движения летательного аппарата, первый конец соединительного элемента заделан в глухом отверстии с возможностью регулирования и фиксации момента затяжки, а второй конец соединительного элемента, посредством которого узел, обеспечивающий прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к летательному аппарату, соединен с исполнительным стопорящим механизмом, выступает за пределы законцовки аэродинамической поверхности летательного аппарата, причем в области выхода соединительного элемента из законцовки аэродинамической поверхности выполнено упрочнение.

В частном случае исполнения устройства фиксации сложенных аэродинамических поверхностей летательного аппарата упрочнение выполнено за счет установленной в области выхода соединительного элемента из законцовки цилиндрической концевой втулки, состоящей из корпуса в виде полой цилиндрической части, имеющей внутренний диаметр, превышающий габаритный размер по ширине соединительного элемента, и наружный диаметр, на котором выполнена резьба, и фланцевой части со сквозным отверстием, диаметр которого равен внутреннему диаметру цилиндрической части, при этом цилиндрическая концевая втулка установлена с помощью резьбового соединения со стороны открытой части глухого отверстия цилиндрической частью внутрь глухого отверстия, причем переход от цилиндрической части втулки к ее фланцевой части по внутреннему диаметру выполнен с плавным радиусом скругления.

Данное конструктивное исполнение устройства фиксации сложенных аэродинамических поверхностей летательного аппарата позволяет повысить технологичность изготовления устройства за счет возможности применения менее прочных и более простых в обработке, чем титановые сплавы, материалов при изготовлении законцовки аэродинамической поверхности, а также повысить аэродинамические характеристики летательного аппарата за счет отказа от выступающих элементов за профиль законцовки аэродинамической поверхности и, как следствие, уменьшить массу аэродинамической поверхности.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 изображен общий вид ЛА со сложенными аэродинамическими поверхностями и устройством их фиксации; на фиг.2 - соединение устройства фиксации сложенных аэродинамических поверхностей с исполнительным стопорящим механизмом; на фиг.3 - вид сзади ЛА со сложенными аэродинамическими поверхностями; на фиг.4 - исполнительный стопорящий механизм с соединительным элементом в разрезе; на фиг.5 - общий вид аэродинамической поверхности с узлом, обеспечивающим прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к летательному аппарату; на фиг.6 - общий вид законцовки с узлом, обеспечивающим прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к летательному аппарату; на фиг.7 - сечение на виде сверху законцовки с узлом, обеспечивающим прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к летательному аппарату; на фиг.8 - составные элементы узла, обеспечивающего прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к летательному аппарату; на фиг.9 - заделка одного из концов соединительного элемента в виде троса.

На фиг.1-9 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 летательному аппарату;

5 - исполнительный стопорящий механизм;

6 - соединительный элемент;

7 - втулка обжимная;

8 - втулка концевая цилиндрическая;

9 - коуш;

10 - гильза обжимная;

11 - втулка регулировочная;

12 - гайка регулировочная;

13 - фиксирующий элемент (гайка контрящая);

14 - защитный кожух;

15 - летательный аппарат;

16 - корпус исполнительного стопорящего механизма;

17 - штуцер;

18 - шток;

19 - пружина.

Устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей ЛА состоит из соединенных между собой с возможностью отсоединения узла, обеспечивающего прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к летательному аппарату (4) и исполнительного стопорящего механизма (5).

Узел, обеспечивающий прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к летательному аппарату (4), установлен на складывающейся аэродинамической поверхности, например на верхней аэродинамической поверхности (1), в крайней области законцовки (2) аэродинамической поверхности (1), в полости, образуемой за счет глухого отверстия, выполненного в части законцовки (2), противоположной направлению движения летательного аппарата (15), при этом направление оси глухого отверстия близко к параллельному направлению продольной оси летательного аппарата (15) (см. фиг.5-7).

Узел, обеспечивающий прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к летательному аппарату (4) состоит из следующих элементов: соединительного (6), регулировочного (11,12) и фиксирующего (13).

Соединительный элемент (6) имеет первый и второй концы, при этом первый конец соединительного элемента (6) заделан в глухом отверстии, а второй конец соединительного элемента (6) выступает за пределы законцовки (2) и предназначен для зацепления с исполнительным стопорящим механизмом (5) (см. фиг.5-9). Соединительный элемент (6) может быть выполнен, например, в виде троса, в таком случае его второй конец, выступающий за пределы законцовки (2), может быть выполнен, например, в виде заделки на коуш (9), то есть в виде петли с гильзой (10).

В случае исполнения соединительного элемента (6) в виде троса с целью обеспечения заделки первого конца соединительного элемента (6) на нем может быть установлена обжимная втулка (7), выполненная, как показано на фиг.9, путем обжатия и пайки канатиков троса (6), позволяющая обеспечить заделку троса (6) в отверстии с ограниченными размерами, что не представлялось возможным в случае традиционной заделки троса (6) по типу «коуш» (9), которая применима ко второму концу соединительного элемента (6) в виде троса.

В области выхода соединительного элемента (6), например в виде троса, из законцовки (2) с целью упрочнения краев отверстия и предотвращения возможного повреждения соединительного элемента (6) или законцовки (2), выполнено упрочнение.

Упрочнение может быть выполнено за счет установленной в области выхода соединительного элемента (6) из законцовки (2) цилиндрической концевой втулки (8), состоящей из корпуса в виде полой цилиндрической части, имеющей внутренний диаметр, превышающий габаритный размер по ширине соединительного элемента, и наружный диаметр, на котором выполнена резьба, и фланцевой части со сквозным отверстием, диаметр которого равен внутреннему диаметру цилиндрической части. Цилиндрическая концевая втулка (8) может быть установлена с помощью резьбового соединения со стороны открытой части глухого отверстия цилиндрической частью внутрь глухого отверстия, причем переход от цилиндрической части втулки к ее фланцевой части по внутреннему диаметру выполнен с плавным радиусом округления.

В случае изготовления концевой цилиндрической втулки (8) из закаленной стали возможно изготовление самих аэродинамических поверхностей (1,3) с законцовкой (2) из алюминия.

Упрочнение в области выхода соединительного элемента (6) из законцовки (2) может быть выполнено также любым другим способом, в зависимости от заданных конкретных условий.

С целью регулирования момента затяжки первого конца соединительного элемента (6) в глухом отверстии законцовки (2) установлен регулировочный элемент, выполненный, например, в виде пары из цилиндрической регулировочной втулки (11) с наружной резьбой и регулировочной гайки (12) с внутренней резьбой.

Регулировочная втулка (11) может быть выполнена в виде цилиндрической детали, состоящей из двух частей, на одной из которых нарезана резьба, обеспечивающая натяжение соединительного элемента (6), а на другой части резьба отсутствует, и выполнены две лыски, форма которых обеспечивает удерживание регулировочной втулки (11) сборочным инструментом для предотвращения проворачивания регулировочной втулки (11) при закручивании до определенного момента натяжения соединительного элемента (6).

Для случая выполнения соединительного элемента (6) в виде троса его первый, заделываемый в глухом отверстии конец может быть заделан с помощью обжимной втулки (7). С целью дополнительного фиксирования троса (6) в регулировочной втулке (11), в торцевой части регулировочной втулки (11), располагаемой в сторону глухой части отверстия и обжимной втулки (7), выполнен паз, в который при установке частично заходит в натяг обжимная втулка (7). В свою очередь, на обжимной втулке (7) выполнены фаски, повторяющие форму паза в регулировочной втулке (11).

С целью фиксации момента затяжки первого конца соединительного элемента (6) в глухом отверстии законцовки (2) установлен фиксирующий элемент (13), выполненный, например, в виде контрящей гайки, установленной на резьбе на регулировочной втулке (11) рядом с регулировочной гайкой (12), и обеспечивающий фиксацию регулировочной гайки (12) от раскручивания и ослабления степени прилегания сложенных аэродинамических поверхностей (см. фиг.6-8).

Для вышеописанного случая выполнения соединительного элемента (6) в виде троса, регулировочного элемента в виде пары из регулировочной втулки (11) и регулировочной гайки (12), а фиксирующего элемента (13) в виде контрящей гайки, в полости законцовки (2) могут быть выполнены, по крайней мере, два паза, позволяющих обеспечивать сборку вышеуказанных элементов (см. фиг.6-7). Пазы выполнены со стороны края законцовки (2) в направлении, близком к перпендикулярному относительно оси глухого отверстия, на глубину, превышающую диаметр глухого отверстия, и имеют в сечении П-образную форму. В таком случае пазы обеспечивают доступ для сборочного инструмента в момент сборки элементов, входящих в состав узла, обеспечивающего прилегание аэродинамических поверхностей (4). Один из пазов выполнен напротив места установки регулировочной гайки (12) и контрящей гайки (13), в таком случае одна из стенок первого паза служит упором для регулировочной гайки (12). Другой паз выполнен напротив места расположения безрезьбовой части регулировочной втулки (11) и позволяет обеспечивать удерживание регулировочной втулки (11) в момент закручивания регулировочной гайки (12).

После сборки и установки в полости законцовки (2) узла, обеспечивающего прилегание аэродинамических поверхностей (4), на образованной за счет пазов открытой крайней части законцовки устанавливают защитный кожух (14) в виде пластины, повторяющей форму законцовки (2).

Соединительный элемент (6) может быть выполнен и в каком-либо другом виде, например, в виде упрочненной композиционной нити, резинового жгута или другой конструкции, выдерживающей заданную силу натяжения.

Регулировочный и фиксирующий элементы также могут быть выполнены в другом известном на настоящий момент исполнении. В таком случае выполнение пазов при сборке узла, обеспечивающего прилегание аэродинамических поверхностей (4), а также последующая установка защитного кожуха (14) могут быть необязательны.

Исполнительный стопорящий механизм (5) закреплен на летательном аппарате (15) и может быть установлен как на корпусе летательного аппарата (15), так и в других местах, например на гаргроте.

Исполнительный стопорящий механизм (5) может быть выполнен в виде стопора, содержащего корпус (16) со штуцером (17) и подпружиненный с помощью пружины (19) шток (18), установленный в корпусе исполнительного стопорящего механизма (16) с возможностью осевого перемещения и входящий в зацепление с первым концом соединительного элемента в виде троса (6).

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.

Исполнительный стопорящий механизм (5) может быть также гидравлическим или другого типа.

Устройство фиксации складывающихся аэродинамических поверхностей летательного аппарата работает следующим образом.

В полости законцовки (2) верхней аэродинамической поверхности (1) устанавливают узел, обеспечивающий прилегание аэродинамических поверхностей к летательному аппарату (4) с предварительным моментом затяжки по значению меньше необходимого. Аэродинамические поверхности (1, 3) складывают друг на друга (см. фиг.1, 3).

Второй конец соединительного элемента (6) соединяют с исполнительным стопорящим механизмом (5). В случае исполнения соединительного элемента (6) в виде троса отводят шток (18), сжимая при этом пружину (19), заводят коуш (9) в паз исполнительного стопорящего механизма (5), как показано на фиг.4, и отпускают шток (18). Под действием усилия сжатой пружины (19) шток (18) перемещается и фиксирует коуш (9) соединительного элемента в виде троса (6).

Для создания необходимой степени прилегания сложенных аэродинамических поверхностей (1, 3) к летательному аппарату (15) с помощью регулировочного элемента задают момент затяжки определенной величины, например, для случая выполнения регулировочного элемента в виде пары из регулировочной втулки (11) и регулировочной гайки (12), закручивая регулировочную гайку (12).

Для предотвращения самопроизвольного раскручивания регулировочного элемента его фиксируют с помощью фиксирующего элемента (13). Например, фиксируют регулировочную гайку (12) с помощью контровочной гайки (13).

Отсоединение соединительного элемента (6) от исполнительного стопорящего механизма (5) происходит следующим образом. Рабочее тело через штуцер (17) подают во внутреннюю полость корпуса исполнительного стопорящего механизма (16). Под действием давления рабочего тела, за счет разницы диаметров рабочих поверхностей штока (18) шток (18) перемещается, сжимая пружину (19), выходит из зацепления с коушем (9), освобождая, таким образом, соединительный элемент (6). После отсоединения от исполнительного стопорящего механизма (5) соединительного элемента (6) последний остается висеть на аэродинамической поверхности (1). После сброса давления рабочего тела шток (18) исполнительного стопорящего механизма (5) под действием усилия сжатой пружины (19) возвращается в исходное положение.

Предлагаемое устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей может найти широкое применение в области устройств фиксации складывающихся аэродинамических поверхностей летательных аппаратов (ЛА) за счет того, что оно позволяет: обеспечить повышение технологичности за счет возможности отказа от титановых сплавов и применения алюминиевых сплавов при изготовлении законцовки (2) фиксируемых аэродинамических поверхностей (1); уменьшить массу конструкции аэродинамической поверхности (1), в которой установлен узел, обеспечивающий прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к летательному аппарату (4);

повысить аэродинамические характеристики летательного аппарата за счет отсутствия выступающих элементов за профиль законцовки аэродинамической поверхности.

1. Устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей летательного аппарата, состоящее из соединенных между собой с возможностью отсоединения узла, обеспечивающего прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к летательному аппарату, и исполнительного стопорящего механизма, установленного на летательном аппарате, при этом узел, обеспечивающий прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к летательному аппарату, включает в себя соединительный, регулировочный и фиксирующий элементы, отличающееся тем, что узел, обеспечивающий прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к летательному аппарату, установлен в крайней области законцовки аэродинамической поверхности, в полости глухого отверстия, ось которого имеет направление, близкое к параллельному направлению продольной оси летательного аппарата, выполненного в части законцовки, противоположной направлению движения летательного аппарата, при этом первый конец соединительного элемента заделан в глухом отверстии с возможностью регулирования и фиксации момента затяжки, а второй конец соединительного элемента, посредством которого узел, обеспечивающий прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к летательному аппарату, соединен с исполнительным стопорящим механизмом, выступает за пределы законцовки аэродинамической поверхности летательного аппарата, причем в области выхода соединительного элемента из законцовки аэродинамической поверхности выполнено упрочнение.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что упрочнение выполнено за счет установленной в области выхода соединительного элемента из законцовки цилиндрической концевой втулки, состоящей из корпуса в виде полой цилиндрической части, имеющей внутренний диаметр, превышающий габаритный размер по ширине соединительного элемента, и на наружном диаметре которой выполнена резьба, и фланцевой части со сквозным отверстием, диаметр которого равен внутреннему диаметру цилиндрической части, при этом цилиндрическая концевая втулка установлена с помощью резьбового соединения со стороны открытой части глухого отверстия цилиндрической частью внутрь глухого отверстия, причем переход от цилиндрической части втулки к ее фланцевой части по внутреннему диаметру выполнен с плавным радиусом скругления.