Подвижный пилон

Изобретение относится к авиационной технике. Подвижный пилон состоит из корпуса (3) и механизма (5) его перемещения. Корпус установлен с возможностью перемещения в горизонтальной плоскости вдоль продольной оси летательного аппарата на направляющей (2), жестко закрепленной на силовом элементе (1) крыла. Механизм (5) перемещения корпуса (3) пилона установлен в крыле. Датчик (6) положения корпуса соединен своим выходом с бортовой системой управления, взаимодействующей с механизмом (5) перемещения. Изобретение снижает нагрузки на силовые элементы и элементы крепления груза, увеличивает дальность и продолжительность полета самолета и уменьшает массу конструкции. 2 ил.

 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности, к устройствам транспортировки авиационных грузов и предназначено для уменьшения интерференционного взаимодействия между крылом летательного аппарата (ЛА) и груза.

Известен пилон для подвески грузов (патент RU, 2059539, C1, МПК B64D 7/00, опубликовано 10.05.1996 г. www.findpatent.ru/patent/205/2059539 дата обращения 13.05.2015 г.), состоящий из неподвижной балки, закрепленной на крыле ЛА. Пилон снабжен подвижным в продольном отношении корпусом с закрепленной в нем проставкой, реверсивным электродвигателем (устройство управления перемещением подвижной части пилона), установленным на неподвижной балке, вал которого соединен с резьбовым валом, взаимодействующим с проставкой, при этом на неподвижной балке выполнены направляющие, на которые опирается подвижной корпус.

Недостатком известного устройства является ограниченный диапазон перемещения корпуса и, как следствие, недостаточный диапазон изменения интерференционных сил, действующих на подвесной груз, которые возникают вследствие взаимодействия возмущений от ЛА и самого груза и зависят от положения груза в возмущенной ЛА области [Корчемкин Н.Н., Чижов В.М. Оценки аэродинамических сил и моментов, действующих на подвески в условиях совместного полета с самолетом-носителем. Труды ЦАГИ, 1975 г., Салтыков С.Н. К расчету несущих свойств подвески под крылом летательного аппарата на числах М>1: Научно-методические материалы по аэродинамике летательных аппаратов. - Москва: ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 1985].

Техническим результатом изобретения является расширение диапазона изменения величины интерференционной подъемной аэродинамической силы Y, возникающей между крылом ЛА и грузом, при полете на различных режимах полета, в целях снижения нагрузки на силовые элементы ЛА, элементы крепления груза, увеличения дальности и продолжительности полета самолета и уменьшения массы конструкции.

Указанный технический результат достигается тем, что в подвижном пилоне, состоящем из корпуса и механизма его перемещения, корпус установлен с возможностью перемещения в горизонтальной плоскости вдоль продольной оси ЛА на направляющей, жестко закрепленной на силовом элементе крыла ЛА, а механизм перемещения корпуса пилона установлен в крыле, дополнительно введен датчик положения корпуса, выход которого соединен с бортовой системой управления ЛА, взаимодействующей с механизмом перемещения.

Сущность изобретения поясняется фиг. 1, на которой обозначены: 1 - силовой элемент крыла, 2 - направляющая, 3 - корпус, 4 - груз, 5 - механизм перемещения, 6 - датчик положения корпуса, Y - интерференционная вертикальная сила, параметр положения корпуса с грузом; и фиг. 2, на которой показана структурная схема управления подвижным пилоном, где обозначены: 7 - бортовые датчики, 8 - бортовая система управления ЛА.

Известно, что при полете ЛА с подкрыльевым грузом, на груз действуют интерференционные силы, которые возникают вследствие взаимодействия возмущений от ЛА и самого груза и зависят от положения груза в возмущенной ЛА области и от параметров режима полета ЛА (скорость и высота полета, угол атаки ЛА и т.д.). Данные интерференционные силы создают дополнительную нагрузку на силовые элементы ЛА, элементы крепления груза [Кусакин С.И. Экспериментальное исследование влияния крыла самолета-носителя на аэродинамические характеристики подвесных грузов при сверхзвуковых скоростях набегающего потока. Труды ЦАГИ 1981 г.; Верещиков Д.В., Салтыков С.Н. Особенности аэродинамики и динамики полета самолета с внешними подвесками при сверхзвуковых скоростях полета: Монография. - Воронеж: ВАИУ, 2010. 191 с.].

В известном устройстве диапазон перемещения корпуса с грузом ограничен длиной пилона, тем самым компенсация интерференционных сил происходит в недостаточном диапазоне.

В предлагаемом изобретении решается вопрос расширения диапазона компенсации интерференционных сил.

Предлагается внедрение в конструкцию крыла ЛА подвижного пилона, имеющего возможность перемещения груза 4 вдоль хорды крыла, тем самым изменять величину интерференционных сил Y, действующих на груз 4. Подвижный пилон состоит из корпуса 3 и механизма его перемещения 5, корпус 3 установлен с возможностью перемещения в горизонтальной плоскости вдоль продольной оси ЛА на направляющей 2, жестко закрепленной на силовом элементе 1 крыла ЛА, а механизм перемещения 5 корпуса 3 пилона установлен в крыле, дополнительно введен датчик положения корпуса 6, выход которого соединен с бортовой системой управления 8 ЛА, взаимодействующей с механизмом перемещения 5. При полете ЛА с грузом 4, в бортовую систему управления 8 ЛА поступают сигналы с бортовых датчиков 7, параметров режима полета ЛА (скорость и высота полета, угол атаки и т.д., и датчика положения корпуса пилона 6). В зависимости от поступающих данных, бортовая система управления 8 ЛА по заранее внесенным в нее алгоритмам определяет оптимальное положение корпуса 3 с грузом 4, при котором интерференционные силы Y, действующие на груз 4, будут минимальны, и на основании разности между оптимальным положением корпуса 3 с грузом 4 и их текущем положении, определяемым датчиком положения корпуса 6, бортовая система управления 8 ЛА формирует команды управления. По этим командам механизм перемещения 5 обеспечивает перемещение корпуса 3 с грузом 4 в заданное положение, тем самым минимизируются интерференционные силы Y.

На силовом элементе крыла 1 неподвижно закреплена направляющая 2, она обеспечивает перемещение корпуса 3, направляющая 2 может быть выполнена в виде направляющих качения [ГОСТ 27123-86 www.standartgost.ru/g/ГОСТ 27123-86, дата обращения 13.05.2015 г.]. Корпус 3 установлен на направляющей 2 и имеет возможность перемещения по ней, также к корпусу 3 крепится груз 4. Механизм перемещения 5 установлен в крыле, он обеспечивает перемещение корпуса 3 совместно с грузом 4 по направляющей 2, механизм перемещения 5 может быть выполнен в виде цилиндрического червячного редуктора или передачи зубчатой реечной [ГОСТ 27701-88 www.standartgost.ru/g/ГОСТ 27701-88, ГОСТ 10242-81 www.standartgost.ru/g/ГОСТ 10242-81, дата обращения 13.05.2015 г.], он соединен с бортовой системой управления ЛА. Датчик положения корпуса 6 установлен на направляющей 2, он предназначен для определения текущего положения корпуса 3 с грузом 4, он может быть выполнен в виде лазерного дальномера [патент RU, 2339909, C1, МПК G01C 3/08, опубликовано 27.11.2008 г. www.findpatent.ru/patent/233/2339909, дата обращения 13.05.2015 г.]. Выход датчика положения корпуса 6 соединен с бортовой системой управления ЛА.

Подвижный пилон работает следующим образом:

В бортовую систему управления 8 ЛА поступают сигналы с бортовых датчиков 7, определяющие параметры режима полета ЛА (скорость и высота полета, угол атаки и т.д.), и данные с датчика положения корпуса 6. Оптимальное положение корпуса 3 с грузом 4 определяется в зависимости от параметров режима полета бортовой системой управления 8. Определение оптимального положения корпуса 3 с грузом 4 может быть выполнено, например, по алгоритмам, изложенным в статье С.Н. Салтыкова, Д.В. Верещикова, И.К. Макарова, А.П. Тупицына «Проблемы сверхзвуковой интерференции в системе «ЛА-АСП» и способы их решения» Всероссийская НПК «Академические Жуковские чтения» 25-27 ноября 2014 г. (г. Воронеж). На основании разности между оптимальным положением корпуса 3 с грузом 4 в их текущем положении (параметр фиг. 1), определяемом датчиком положения корпуса 6, бортовая система управления 8 ЛА формирует команды управления, которые поступают в механизм перемещения 5. Корпус 3 с грузом 4 перемещается по направляющей 2 в оптимальное положение. Это обеспечивает минимизацию интерференционных сил Y и, тем самым достигается указанный технический результат.

Подвижный пилон, состоящий из корпуса и механизма его перемещения, отличающийся тем, что корпус установлен с возможностью перемещения в горизонтальной плоскости вдоль продольной оси ЛА на направляющей, жестко закрепленной на силовом элементе крыла ЛА, а механизм перемещения корпуса пилона установлен в крыле, дополнительно введен датчик положения корпуса, выход которого соединен с бортовой системой управления ЛА, взаимодействующей с механизмом перемещения.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационному вооружению и касается многоствольных пусковых установок (ПУ). ПУ для авиационных ракет содержит цилиндрический корпус с узлами подвески ПУ к самолету, обтекатели, комплект пусковых труб, закрепленных в торцевых дисках корпуса, средство защиты ракет от аэродинамического нагрева, электрическую систему для подачи пусковых импульсов на ракеты и затвор для удержания.

Группа изобретений относится к авиакосмической технике, в частности к способу десантирования ракеты космического назначения и к авиационной ракетной пусковой установке.

Изобретение относится к области авиационного вооружения, а именно к многоствольным пусковым установкам типа «Блок», и предназначено для размещения в них и пуска авиационных ракет с летательного аппарата.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при пусках ракет-носителей (РН) с самолета. Вытягивают РН с платформой из грузовой кабины вытяжной парашютной системой (ВПС), разворачивают РН с платформой с помощью ВПС в канале тангажа, вводят в действие подъемно-стабилизирующий парашют (ПСП) после выхода РН с платформой из самолета, обеспечивают доворот и стабилизацию РН в канале тангажа на угле атаки, близком к траекторному углу старта, отстреливают половину звеньев крепления с одного бока ПСП к платформе, отделяют и уводят платформу от РН с помощью ВПС, стабилизируют и запускают двигатели РН с помощью органов управления.

Изобретение относится к области авиационного вооружения и касается многоствольных пусковых установок (ПУ) для размещения в них и пуска авиационных ракет с летательного аппарата (ЛА).

Изобретение относится к области авиационного вооружения. В корпусе пусковой установки с силовым набором, узлом подвески к летательному аппарату и электросистемой для подачи пусковых импульсов в торцевые диски установлены пусковые трубы для ракет.

Группа изобретений относится к оборудованию летательных аппаратов. В первом варианте способ сброса полезной нагрузки заключается в установке вдоль фюзеляжа транспортно-пускового контейнера, снабженного окном для выхода полезной нагрузки и направляющими с образованием пневмокамеры в передней части полости, в которую подают струи газа из источника высокого давления, а после частичного выхода полезной нагрузки обеспечивают подачу в пневмокамеру второй струи газа.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к стендам испытаний авиационных ракет (АР). Стенд для многократной имитации пуска АР содержит коробчатую станину, подвесное устройство для габаритно-массового макета АР, имитатор усилия схода АР в виде гидравлического цилиндра (ГЦ), измерительный модуль с датчиком силы в виде тензометра, каретку со стопорным механизмом и опорно-поворотным механизмом, выполненным в виде шарнирно установленных на основании каретки двух вертикальных стоек.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к стендам испытаний авиационных ракет (АР). Стенд для контроля параметров схода АР содержит коробчатую станину, подвесное устройство для АР, имитатор усилия схода АР в виде гидравлического цилиндра (ГЦ), измерительный модуль с датчиком силы в виде тензометра, каретку с двумя хомутами и подъемным механизмом, гибкую тягу, обводные ролики.

Изобретение относится к корабельным загрузочным устройствам и может быть использовано для загрузки транспортно-пускового контейнера (ТПК) в многоместную шахтную пусковую установку (ПУ) корабля.

Средство снижения радиолокационной видимости самолета (V) выполнено с возможностью размещения на горячей части (Н) самолета, которая представляет часть, которая обнаруживается радиолокационными системами.

Изобретение относится к перевозке ракет транспортом. Устройство крепления ракеты на ложементе транспорта содержит воздухонепроницаемую поверхность со стороны тел ложемента и ракеты, систему давления разрежения воздуха, трубопроводы, распределительную систему, манометр давления, присоски со своим уплотнителем.

Изобретение относится к авиации, в частности к средствам крепления подвесных агрегатов под крыло самолета. Устройство для крепления грузового пилона к крылу самолета содержит силовой элемент, закрепляемый болтом с гайкой через втулку в установочном отверстии в крыле самолета.

Изобретение относится к системе транспортировки и сброса грузов (боеприпасов) для транспортных летательных аппаратов (ЛА). Система содержит один контейнер, расположенный в грузовом отсеке и выполненный с возможностью вмещения груза, установленного в контейнере посредством средства скольжения.

Изобретение относится к области авиастроения. Многофункциональный самолет содержит фюзеляж (1), консоли крыла (2), консоли цельноповоротного вертикального оперения (3), консоли цельноповоротного горизонтального оперения (4), фонарь кабины (5), горизонтальные кромки воздухозаборников двигателей (6), мелкоячеистые сетки, экранирующие устройства забора и выброса воздуха (7), боковые наклонные кромки воздухозаборников двигателей (8), устройство (9) уменьшения эффективной поверхности рассеяния (ЭПР) силовой установки и створки (10) отсека штанги дозаправки топливом в полете.

Изобретение относится к способам управления самолетами при выполнении боевых задач. Способ сопровождения боевых самолетов включает взлет и полет основного боевого самолета, а также боевых самолетов уменьшенных размеров с компьютерным управлением и со своим боевым комплектом.

Изобретение относится к бортовому авиационному оборудованию и предназначено для использования при управлении подготовкой и применением существующих и перспективных типов авиационных средств поражения, а также существующих (инфракрасных, дипольно-отражательных) и перспективных пассивных помех в виде помеховых патронов из кассетных стационарных и подвесных держателей, расположенных на летательном аппарате.

Изобретение относится к системам управления подготовкой и применением авиационных средств поражения (АСП). .

Изобретение относится к бортовому радиоэлектронному оборудованию. .

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к дистанционно устанавливаемым минам, предназначенным для нейтрализации или поражения наземных транспортных средств. Техническим результатом является повышение боевых (тактико-технических) характеристик противотанковой мины с возможностью пространственного перемещения с зависанием в воздухе, разведки, нейтрализации и разового поражения мобильных бронированных целей. Противотанковая мина содержит кумулятивный боевой элемент, неподвижно соединенный с мультикоптером, с вертикальным расположением оси кумулятивной облицованной воронки боевого элемента при горизонтальном положении мультикоптера, электроприводы воздушных винтов, источник энергопитания, систему управления на безопасном расстоянии бортовыми устройствами и систему наблюдения, как минимум посредством технического зрения, а также опорно-посадочное устройство, ориентированное вертикально вниз вдоль оси кумулятивной воронки на удалении периферийной своей части от воздушных винтов по высоте. При этом боевой элемент соединен с мультикоптером с ориентацией кумулятивной воронки боевого элемента вертикально вверх при горизонтальном положении мультикоптера, противоположно ориентации опорно-посадочного устройства, с возможностью неоднократных маневровых взлетов-посадок мины и поражения ею цели со стороны днища и ходовой части последней с наземного ее положения, а электрооборудование и система управления выполнены с возможностью дифференцированного управления скоростью и направлением вращения несоосных воздушных винтов в обеспечении возможности маневрирования с переворачиванием мультикоптера на 180°. 4 з.п. ф-лы, 11 ил.
Наверх