Устройство раскладывания консолей крыла летательного аппарата

Изобретение относится к авиационной технике и касается средств раскладывания консолей крыла летательного аппарата (ЛА). Устройство раскладывания консолей крыла летательного аппарата содержит две тяги и силовой цилиндр с поршнем. Тяги одними концами шарнирно соединены с одной из консолей на расстоянии от оси поворота консоли. К поверхности ЛА по линии движения поршня жестко прикреплена направляющая рама коробчатой формы, продольные противоположные стороны которой снабжены соосными сквозными пазами. Поршень связан со вторыми концами тяг через шарнирно прикрепленную к нему вилку с последовательно шарнирно присоединенной к ней одним концом промежуточной тягой, другой конец которой соединяет вторые концы тяг посредством оси, выполненной многоступенчатой. Многоступенчатая ось установлена с возможностью перемещения ее концов вдоль пазов верхней и нижней сторон рамы и ориентирована большей ступенью к поверхности ЛА. Пазы рамы выполнены с расширением в конечном участке движения многоступенчатой оси. Консоли имеют индивидуальные оси поворота, размещенные симметрично относительно продольной оси ЛА. Обеспечивается повышение надежности при эксплуатации. 4 ил.

 

Изобретение относится к авиационной технике и касается средств раскладывания консолей крыла летательного аппарата (ЛА).

Из уровня техники известно устройство раскладывания крыльев летательного аппарата [патент US №4336914 МПК В64С 3/40, опуб. 29.06.1982 г.], содержащее систему блоков и тросов, с помощью которой осуществляют раскладывание крыльев, а также гидравлический привод с поршнем, приводящий в движение тросы.

Недостатком аналога является снижение надежности устройства раскладывания крыльев летательного аппарата, вследствие использования троса.

Известно устройство раскладывания консолей крыла [патент US №5141175, МПК F42B 10/14, F42B 10/38, опуб. 25.08.1992 г.]. Устройство раскладывания консолей крыла содержит ведущий винт, каретку, мотор и два рычага, шарнирно соединенных с консолями крыла.

Недостатками данного аналога являются: громоздкость устройства раскладывания крыла из-за использования двигателя и снижение надежности в разложенном и зафиксированном положении консолей крыла из-за повышенной вероятности возникновения люфта.

Известно наиболее близкое к предлагаемому изобретению и выбранное в качестве прототипа устройство раскладывания консолей крыла летательного аппарата, изложенное в описании устройства раскладывания и фиксации консолей крыла летательного аппарата [RU №2463210, МПК В64С 3/56, F42B 10/14, опуб. 10.10.2011 г]. Устройство раскладывания консолей крыла летательного аппарата содержит две тяги, каждая из которых одним из концов шарнирно соединена с одной из консолей на расстоянии от оси поворота консоли, и силовой цилиндр с поршнем, связанный со вторыми концами тяг. Вторые концы тяг присоединены к поршню шарнирно.

В данном устройстве применен пневмоцилиндр, который, в отличие от предыдущего аналога, позволяет повысить надежность раскладывания за счет наличия постоянного давления воздуха в камере поршня после раскладывания консолей крыла. Пневмоцилиндр расположен так, что его ось параллельна продольной оси летательного аппарата, а перемещение поршня происходит в направлении от оси поворота консолей.

Однако недостатком прототипа является наличие «тянущих» тяг при движении поршня по ходу движения ЛА, что влечет за собой увеличение габарита механизма раскрытия в осевом направлении. Кроме того в конструкции прототипа возможно раскрытие консолей крыла на разный по величине угол, что может негативно сказаться на аэродинамические характеристики ЛА и в целом снизить его тактико-технические характеристики. При этом консоли расположены одна над другой на одной оси, что ведет к увеличению высоты выступа механизма раскладывания над поверхностью ЛА, также влияющей на аэродинамические характеристики ЛА.

Техническим результатом, на достижение которого направлено заявляемое изобретение, является обеспечение функциональной надежности раскрытия консолей с гарантированным раскладыванием обеих консолей на равный по величине угол поворота при минимальных габаритных характеристиках, повышение аэродинамических характеристик летательного аппарата.

Технический результат достигается тем, что устройство раскладывания консолей крыла летательного аппарата, содержащее две тяги, каждая из которых одним из концов шарнирно соединена с одной из консолей на расстоянии от оси поворота консоли, и силовой цилиндр с поршнем, связанным со вторыми концами тяг, согласно изобретения, к поверхности ЛА по линии движения поршня жестко прикреплена направляющая рама коробчатой формы, продольные противоположные стороны которой снабжены соосными сквозными пазами, связь поршня со вторыми концами тяг осуществлена через шарнирно прикрепленную к нему вилку с последовательно шарнирно присоединенной к вилке одним концом промежуточной тяги, другой конец которой соединяет вторые концы тяг посредством оси, выполненной многоступенчатой, при этом многоступенчатая ось установлена с возможностью перемещения ее концов вдоль пазов верхней и нижней сторон рамы и ориентирована большей ступенью к поверхности ЛА, причем пазы верхней и нижней сторон рамы выполнены с расширением в конечном участке движения многоступенчатой оси, а консоли имеют индивидуальные оси поворота, размещенные симметрично относительно продольной оси ЛА.

Наличие жестко прикрепленной к поверхности ЛА по линии движения поршня направляющей рамы коробчатой формы, продольные противоположные стороны которой снабжены соосными сквозными пазами, при этом поршень связан со вторыми концами тяг через шарнирно прикрепленную к нему вилку с последовательно шарнирно присоединенной к вилке одним концом промежуточной тяги, другой конец которой соединяет вторые концы тяг посредством оси, выполненной многоступенчатой, которая установлена с возможностью перемещения ее концов вдоль пазов верхней и нижней сторон рамы позволяет осуществить гарантированное прямолинейное движение конца поршня без заклинивания независимо от технологических погрешностей, возникающих при изготовлении и при сборке деталей и узлов ЛА, при этом обеспечивает компенсацию допустимого отклонения от прямолинейного движения поршня при раскрытии консолей, что положительно сказывается на функциональной надежности устройства раскрытия.

Ориентирование многоступенчатой оси большей ступенью к поверхности ЛА позволяет обеспечить для промежуточной тяги опору и исключить дополнительное крепление многоступенчатой оси к тягам при сохранении надежности конструкции, что положительно влияет на уменьшение габаритных характеристик.

Выполнение пазов верхней и нижней сторон рамы с расширением в конечном участке движения многоступенчатой оси дает возможность осуществить поперечное смещение многоступенчатой оси в конечном участке ее движения, исключая вероятность заклинивания, тем самым позволяет компенсировать возможность неравномерного достижения крайних положений первыми концами тяг, обеспечивая гарантированное раскладывание обеих консолей на одинаковый угол, что положительно влияет на аэродинамические характеристики летательного аппарата.

Консоли имеют индивидуальные оси поворота, размещенные симметрично относительно продольной оси ЛА, что ведет к уменьшению высоты выступа механизма раскладывания над поверхностью ЛА, что положительно влияет на аэродинамические характеристики ЛА.

Таким образом, совокупность всех изложенных выше признаков создает условия создания устройства раскрытия консолей крыла ЛА, обеспечивающего функциональную надежность раскрытия консолей с гарантированным раскладыванием обеих консолей на равный по величине угол поворота при минимальных габаритных характеристиках, повышение аэродинамических характеристик летательного аппарата.

Наличие в заявляемом изобретении признаков, отличающих его от прототипа, позволяет считать его соответствующим условию «новизна».

Новые признаки, которые содержит отличительная часть формулы изобретения, не выявлены в технических решениях аналогичного назначения. На этом основании можно сделать вывод о соответствии заявляемого изобретения условию «изобретательский уровень».

Сущность предлагаемого изобретения поясняется чертежами:

Фиг. 1 - общий вид устройства раскладывания консолей в транспортном положении (верхняя сторона рамы условно не показана);

Фиг. 2 - общий вид направляющей рамы;

Фиг. 3 - разрез А-А на фиг. 1 (многоступенчатая ось);

Фиг. 4 - общий вид устройства раскладывания консолей в разложенном положении (верхняя сторона рамы условно не показана).

Устройство раскладывания консолей крыла летательного аппарата (фиг. 1, 4) содержит две консоли крыла 1 и 2, имеющие индивидуальные оси поворота 3, размещенные симметрично относительно продольной оси ЛА. Устройство содержит также две тяги 4 и размещенный параллельно оси ЛА пироцилиндр 5 с поршнем-толкателем 6. Каждая из тяг 4 одним из концов шарнирно соединена с одной из консолей 1, 2 на расстоянии от оси поворота консоли. Поршень 6 связан со вторыми концами тяг 4 через шарнирно прикрепленную к нему посредством оси 7 вилку 8. К вилке 8 последовательно шарнирно посредством оси 9 присоединена одним концом промежуточная тяга 10, другой конец которой соединяет вторые концы тяг 4 посредством оси 11, выполненной многоступенчатой. Вилка 8 и тяга 10 совершают совместно с поршнем 6 поступательное движение и вокруг осей 7, 9, 11 поворотное движение. К поверхности ЛА по линии движения поршня 6 жестко прикреплена направляющая рама 12 коробчатой формы с продольными на противоположных сторонах сквозными пазами 13, 14. Пазы 13 - на верхней и нижней сторонах рамы, пазы 14 - по боковым сторонам рамы для свободного перемещения сквозь них тяг 4 (фиг. 2). Пазы 13 на верхней и нижней сторонах рамы 12 выполнены с расширением 15 в конечном участке движения оси 11. Ось 11 установлена с возможностью перемещения ее концов вдоль пазов 13 и ориентирована большей ступенью к поверхности ЛА (фиг. 3).

Устройство раскладывания консолей крыла летательного аппарата работает следующим образом.

При подаче сигнала системы управления ЛА на пиропатрон (не показан) образующийся при сгорании пороховой навески газ заполняет пироцилиндр 5 и давит на поршень 6. При поступательном движении поршень 6 входит концом в направляющую раму 12, перемещает вилку 8 и тягу 10. При этом ось 11 скользит концами вдоль пазов 13, обеспечивая поршню 6 прямолинейное равномерное движение. Тяга 10 перемещает тяги 4, которые в свою очередь вынуждают консоли 1, 2 поворачиваться на заданный угол раскрытия относительно их узлов крепления - осей поворота 3. При этом ось 11, достигнув конечного участка 15 движения, получает возможность поперечного смещения в нем, тем самым исключается вероятность заклинивания и компенсируется возможное неодновременное достижение крайних положений первыми концами тяг 4, что обеспечивает раскрытие консолей 1, 2 на равный по величине угол поворота обеих консолей. После поворота консоли 1, 2 фиксируются (не показано). Процесс раскрытия консолей 1, 2 завершен.

В настоящее время ведется разработка документации, запланированы изготовление и предварительные испытания опытных образцов устройства раскладывания консолей крыла летательного аппарата, выполненных в соответствии с изобретением. Работоспособность подтверждена расчетами.

Итак, представленные сведения свидетельствуют о выполнении при использовании заявляемого изобретения следующей совокупности условий:

- устройство, воплощающее заявленное изобретение относится к авиационной технике, а именно к средствам раскладывания консолей крыла летательного аппарата;

- средство, воплощающее заявленное изобретение при осуществлении, способно обеспечить функциональную надежность раскрытия консолей с гарантированным раскладыванием обеих консолей на равный по величине угол поворота при минимальных габаритных характеристиках, повысить аэродинамические характеристики летательного аппарата;

- для заявляемого устройства в том виде, в котором оно охарактеризовано в формуле изобретения, подтверждена возможность его осуществления с помощью описанных в заявке и известных до даты приоритета средств и методов.

Следовательно, заявляемое изобретение соответствует условию «промышленная применимость».

Устройство раскладывания консолей крыла летательного аппарата, содержащее две тяги, каждая из которых одним из концов шарнирно соединена с одной из консолей на расстоянии от оси поворота консоли, и силовой цилиндр с поршнем, связанным со вторыми концами тяг, отличающееся тем, что к поверхности ЛА по линии движения поршня жестко прикреплена направляющая рама коробчатой формы, продольные противоположные стороны которой снабжены соосными сквозными пазами, связь поршня со вторыми концами тяг осуществлена через шарнирно прикрепленную к нему вилку с последовательно шарнирно присоединенной к вилке одним концом промежуточной тягой, другой конец которой соединяет вторые концы тяг посредством оси, выполненной многоступенчатой, при этом многоступенчатая ось установлена с возможностью перемещения ее концов вдоль пазов верхней и нижней сторон рамы и ориентирована большей ступенью к поверхности ЛА, причем пазы верхней и нижней сторон рамы выполнены с расширением в конечном участке движения многоступенчатой оси, а консоли имеют индивидуальные оси поворота, размещенные симметрично относительно продольной оси ЛА.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике, стартующей из транспортно-пускового контейнера. Складываемая аэродинамическая поверхность летательного аппарата содержит панель и узел подвески к корпусу летательного аппарата, которые образуют шарнирное соединение с помощью оси складывания, механизм раскрытия панели и механизм фиксации панели в раскрытом положении в виде подпружиненных пальцев с конической частью на конце.

Устройство складывания аэродинамической поверхности летательного аппарата (ЛА) содержит подвижную и неподвижную части аэродинамической поверхности, исполнительные механизмы складывания в виде приводов и Г-образных качалок, короткие плечи которых зафиксированы на осях вращения, установленных в подвижной и неподвижной частях аэродинамической поверхности с возможностью полностью заключить в ее внутреннем пространстве механизм складывания.

Изобретение «Механизм раскрытия и стопорения крыльев ракеты» относится к ракетной технике и касается складываемых аэродинамических поверхностей, механизмов их раскрытия и стопорения.

Изобретение относится к области летательных аппаратов (ЛА), а именно к способам фиксации рулей от поворота до начала работы рулевых приводов. Способ фиксации аэродинамического руля летательного аппарата включает размещение подпружиненного штока фиксатора в подвижном и неподвижном элементах летательного аппарата.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к раскладываемым аэродинамическим поверхностям, например рулям и стабилизаторам, и механизмам их раскрытия.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к складным аэродинамическим поверхностям и механизмам их раскрытия. Раскрываемое, шарнирно закрепленное на корпусе крыло и механизм раскрытия консолей крыла, выполненный в виде Т-образно вращающихся стержней, установленных перпендикулярно друг к другу, один из которых имеет возможность перемещаться вдоль оси другого и вдоль консоли крыла, а второй закреплен шарнирно на другой ступени ракеты.

Изобретение относится к области вооружений и может быть использовано в ракетной технике. Задачей, решаемой данным изобретением, является обеспечение работоспособности ракеты при полете в плотных слоях атмосферы на сверхвысоких скоростях полета и высоких силовых нагрузках, а также уменьшение пассивной массы ракеты.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к конструкции малогабаритных управляемых ракет, выстреливаемых из трубчатой направляющей – контейнера, и может быть использовано в конструкциях с различными аэродинамическими схемами.

Изобретение относится к области вооружения, а именно к неуправляемым реактивным снарядам. Реактивный снаряд содержит боевую часть (БЧ) с взрывательным устройством, установленный концентрично переходному участку аэродинамический обтекатель с упругим компенсатором зазоров, ракетный двигатель (РД) с дном, камерой и выходным раструбом, выполненный из двух одинаковых полуколец аэродинамический стабилизатор с раскрывающимися лопастями и пружинами раскрытия.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к способам и устройствам стабилизации ракеты при подводном старте с движущегося носителя. Стабилизация движения ракеты при подводном старте сводится к обеспечению работы механизмов устройства стабилизации и последовательным командам системы управления.

Устройство складывания аэродинамической поверхности летательного аппарата (ЛА) содержит подвижную и неподвижную части аэродинамической поверхности, исполнительные механизмы складывания в виде приводов и Г-образных качалок, короткие плечи которых зафиксированы на осях вращения, установленных в подвижной и неподвижной частях аэродинамической поверхности с возможностью полностью заключить в ее внутреннем пространстве механизм складывания.

Механизм для складывания крыла предоставляет средство, посредством которого можно выполнить перемещение крыла воздушного судна между полетной конфигурацией и конфигурацией, в которой крыло убрано для хранения и транспортировки.

Изобретение относится к области авиастроения. Летательный аппарат с изменяемой геометрией крыльев содержит фюзеляж и размещенные симметрично продольной оси фюзеляжа крылья, каждое из которых состоит из закрепленного на фюзеляже основания и шарнирно установленной на основании с возможностью поворота консоли.

Узел крыла содержит наклонный конец крыла, содержащий внешнюю часть, присоединенную с возможностью поворота к основному крылу, содержащему подвижную поверхность управления, или к внутренней части наклонного конца крыла.

Изобретение относится к легким гидросамолетам (самолетам-амфибиям) для базирования на кораблях легкого класса или в прибрежной зоне. Легкий гидросамолет содержит фюзеляж-лодку, крыло, консоли которого выполнены складывающимися и разделенными на две части по размаху - внутренняя складывается вверх, а внешняя складывается вниз вдоль внутренней части консоли крыла, оперение, силовую установку.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Складываемая аэродинамическая поверхность с двумя линиями складывания содержит центроплан, корневую и концевую панель, оси складывания которых параллельны оси корпуса летательного аппарата, силовой привод корневой панели, установленный в центроплане и регулируемый по длине шток, установленный в корневой панели для взаимодействия с концевой панелью.

Изобретение относится к области летательных аппаратов (ЛА). Устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей ЛА состоит из узла, обеспечивающего прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к корпусу летательного аппарата и замкового устройства.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Складываемая аэродинамическая поверхность содержит центроплан и шарнирно соединенную с ним панель, расположенную в центроплане соосно оси складывания и с возможностью контакта толкателя и винтового штока.

Изобретение относится к области авиации, в частности к самолетам со складываемым крылом. Транспортное средство содержит фюзеляж (1), движитель, крыло, консоли (2, 3) которого выполнены с возможностью складывания, устройство складывания крыла.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к способу приведения в полетную конфигурацию летательного аппарата (ЛА), транспортируемого к точке сброса авиационным носителем.

Изобретение относится к автоматическим авиационным ударным комплексам. Беспилотный ударный комплекс содержит летательный аппарат с боевым элементом и снабжен блоком управления, спутниковой навигационной системой, видеокамерой, дальномером, электрически связанным с блоком управления. Блок управления обеспечивает срабатывание боевого элемента при заданном расстоянии до цели. Крыло аппарата состоит из неподвижной и отделяемой частей. Неподвижная часть крыла жестко закреплена на корпусе БЛА, отделяемая часть механически связана с неподвижной разрушаемым соединением и подпружиненными штифтами, входящими во втулки внутри неподвижной части. В качестве разрушаемого соединения применена скоба с встроенным пироэлементом с пиротолкателем, при срабатывании которого ликвидируется механическая связь и пружины выталкивают штифты из втулок. При полном выдвижении штифтов из втулок отделяемая часть отделяется от неподвижной. Обеспечивается возможность длительного барражирования и скоростного пикирования при атаке цели. 4 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и касается средств раскладывания консолей крыла летательного аппарата. Устройство раскладывания консолей крыла летательного аппарата содержит две тяги и силовой цилиндр с поршнем. Тяги одними концами шарнирно соединены с одной из консолей на расстоянии от оси поворота консоли. К поверхности ЛА по линии движения поршня жестко прикреплена направляющая рама коробчатой формы, продольные противоположные стороны которой снабжены соосными сквозными пазами. Поршень связан со вторыми концами тяг через шарнирно прикрепленную к нему вилку с последовательно шарнирно присоединенной к ней одним концом промежуточной тягой, другой конец которой соединяет вторые концы тяг посредством оси, выполненной многоступенчатой. Многоступенчатая ось установлена с возможностью перемещения ее концов вдоль пазов верхней и нижней сторон рамы и ориентирована большей ступенью к поверхности ЛА. Пазы рамы выполнены с расширением в конечном участке движения многоступенчатой оси. Консоли имеют индивидуальные оси поворота, размещенные симметрично относительно продольной оси ЛА. Обеспечивается повышение надежности при эксплуатации. 4 ил.

Наверх