УСТРОЙСТВО ФИКСАЦИИ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ПОВЕРХНОСТИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
DEVICE TO LOCK AIRCRAFT AERODYNAMIC SURFACE

Изобретение относится к области летательных аппаратов, а именно к средствам фиксации аэродинамических поверхностей.
Известен механизм фиксирования для стабилизаторов ракеты (патент США US 5950963 от 14.09.1999, МПК F42B 10/00), в котором фиксирование происходит с помощью ушек, установленных на опорной пластине, а высвобождение стабилизаторов происходит за счет перемещения поворотной пластины, смещающей ушки.
Недостатками аналога являются сложность конструкции и невозможность повторной фиксации.
Известно фиксирующее устройство для поворотного стабилизатора (международная заявка WO 2009051865 от 30.06.2008, МПК F42B 10/14), содержащее подпружиненные стопорящие стержни, входящие в зацепление с выступами на поворотной оси, на которой установлен стабилизатор, при этом высвобождение стабилизатора происходит с помощью механизма поворота стабилизатора.
Недостатками прототипа являются низкая надежность фиксации и невозможность повторной фиксации.
Задачей предлагаемого изобретения является создание устройства, обеспечивающего надежную фиксацию аэродинамической поверхности в определенном положении с возможностью при необходимости высвобождения аэродинамической поверхности.
Задача решается за счет того, что устройство фиксации аэродинамической поверхности летательного аппарата содержит корпус, в котором установлен шток с возможностью линейного перемещения в направлении, перпендикулярном оси поворота подвижной части аэродинамической поверхности, жестко закрепленной на вале, выполненном с отверстием, и пружину, установленную между штоком и корпусом, при этом шток установлен с возможностью перемещения в сторону оси вала и фиксации в отверстии вала под действием пружины, а в противоположную сторону под действием рабочего тела, а отверстие для подачи рабочего тела расположено в корпусе.
Предлагаемое изобретение позволяет повысить надежность фиксации с возможностью высвобождения аэродинамической поверхности за счет конструкции устройства, а также позволяет осуществлять повторную фиксацию аэродинамической поверхности.
На фиг.1 изображен общий вид аэродинамической поверхности летательного аппарата с устройством фиксации аэродинамической поверхности летательного аппарата.
На фиг.2 изображено устройство фиксации аэродинамической поверхности летательного аппарата в разрезе.
На фигурах обозначены следующие позиции:
1 - подвижная часть аэродинамической поверхности;
2 - неподвижная часть аэродинамической поверхности;
3 - вал;
4 - стакан;
5, 6 - части корпуса устройства;
7 - полость;
8, 9, 10 - отверстия (в корпусе устройства);
11 - шток;
12 - пружина;
13 - стержень;
14 - отверстие (в стакане);
15, 16 - уплотнительные кольца;
а - ось (вала);
b - ось (штока).
Аэродинамическая поверхность летательного аппарата состоит из подвижной 1 и неподвижной 2 частей, причем подвижная часть аэродинамической поверхности 1 выполнена с возможностью поворота относительно оси a, перпендикулярной оси симметрии летательного аппарата. Подвижная часть аэродинамической поверхности 1 закреплена на вале 3, который установлен в неподвижной части аэродинамической поверхности 2 с возможностью поворота относительно оси а. Как вариант исполнения летательного аппарата, аэродинамическая поверхность может быть выполнена состоящей только из подвижной части аэродинамической поверхности 1, в таком случае вал 3 установлен в корпусе летательного аппарата. Вал 3 соединен с устройством обеспечения поворота подвижной части аэродинамической поверхности, выполненным, например, в виде привода (не показано). Для упрощения процесса изготовления устройства фиксации аэродинамической поверхности летательного аппарата вал 3 включает в себя стакан 4.
Устройство фиксации аэродинамической поверхности летательного аппарата содержит корпус устройства (изображен состоящим из частей 5 и 6) с внутренней полостью 7 и отверстиями 8, 9 и 10, соединенными с полостью 7. В корпусе устройства установлены шток 11 и пружина 12. Полость 7 имеет цилиндрическую форму. Шток 11 выполнен в виде тела вращения, состоящего, по крайней мере, из двух цилиндрических частей разных диаметров, при этом первая цилиндрическая часть имеет больший диаметр и переходит во вторую цилиндрическую часть меньшего диаметра, которая заканчивается законцовкой конической формы. Со стороны основания, соединенного со второй цилиндрической частью, первая цилиндрическая часть выполнена таким образом, чтобы между этим основанием и внутренней поверхностью полости был образован зазор, например первая цилиндрическая часть может быть выполнена с фаской со стороны второй цилиндрической части. Шток 11 установлен с возможностью линейного перемещения в полости 7 таким образом, что первая цилиндрическая часть имеет возможность перемещения только внутри полости, а законцовка может выходить за пределы корпуса устройства на определенное расстояние через отверстие 8 корпуса устройства. Пружина 12 установлена в сжатом состоянии, один из ее концов контактирует со стенкой полости 7, другой - со штоком 11, при этом пружина 12 и шток 11 расположены в полости 7 таким образом, что усилие сжатия пружины 12 действует на шток 11 в направлении отверстия 8. Первая цилиндрическая часть неподвижно соединена со стержнем 13, например, с помощью резьбового соединения, при этом стержень 13 и шток 11 соединены соосно. Стержень 13 выходит за пределы корпуса устройства через отверстие 9.
Устройство фиксации аэродинамической поверхности летательного аппарата и подвижная часть аэродинамической поверхности 1 взаимно расположены таким образом, что ось а вала 3, на котором установлена подвижная часть аэродинамической поверхности 1, и ось b штока 11 перпендикулярны. В стакане 4 выполнено, по крайней мере, одно отверстие 14 конической формы, повторяющее форму конической законцовки штока 11. Отверстие 14 расположено таким образом, что при заданном заранее угловом положении подвижной части аэродинамической поверхности 1 законцовка штока 11 при линейном перемещении штока 11 входит в отверстие 14 и происходит фиксация. Угловое положение подвижной части аэродинамической поверхности 1, в котором она зафиксирована, выбирается исходя из задач, поставленных перед летательным аппаратом. Каждое отверстие 14 соответствует своему угловому положению подвижной части аэродинамической поверхности 1 в зафиксированном состоянии.
Отверстие 10 выполнено с возможностью подачи в полость 7 корпуса рабочего тела, например сжатого воздуха, при этом подача сжатого воздуха может быть осуществлена с помощью пневмосистемы (не показана). Усилие, создаваемое давлением воздуха на шток 11, превышает усилие сжатия пружины 12 и направлено в противоположную сторону. Для обеспечения герметичности шток снабжен уплотнительными кольцами 15 и 16.
Устройство фиксации аэродинамической поверхности летательного аппарата работает следующим образом.
С помощью стержня 13, например вручную, оттягивают шток 11, сжимая пружину 12. Приводят подвижную часть аэродинамической поверхности 1 в положение, при котором она должна быть зафиксирована. Отпускают шток 11. Шток 11 проходит в отверстия 8 и 14. Происходит фиксация подвижной части аэродинамической поверхности 1.
В заданный момент времени приводят в действие пневмосистему и подают воздух через отверстие 10. Давление воздуха в полости 7 корпуса создает усилие, действующее на шток 11 в направлении, противоположном усилию воздействия пружины 12, когда это усилие превышает усилие сжатия пружины 12, шток 11 перемещается в направлении, противоположном силе действия пружины 12, и выходит из отверстий 8 и 14, вал 3 высвобождается. Подвижная часть аэродинамической поверхности 1 получает возможность поворота с помощью устройства обеспечения поворота.
При необходимости повторной фиксации приводят подвижную часть аэродинамической поверхности 1 в положение, при котором необходимо произвести фиксацию, причем в случае, когда положений, при которых возможно произвести фиксацию, несколько, новое положение может отличаться от первоначального. С помощью пневмосистемы откачивают воздух через отверстие 10. Шток 11 под действием пружины 12 проходит через отверстия 8 и 14 и происходит фиксация подвижной части аэродинамической поверхности 1.
Предлагаемое изобретение предназначено для применения в области летательных аппаратов для фиксации подвижных аэродинамических поверхностей в определенном положении, например для аэродинамических поверхностей ракет, и используется на практике. Устройство фиксации аэродинамической поверхности летательного аппарата позволяет повысить надежность фиксации и обеспечить возможность высвобождения аэродинамической поверхности летательного аппарата.