УСТРОЙСТВО ДЛЯ РАСКРЫТИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Полезная модель относится к летательным аппаратам и может быть использована для изготовления механизмов раскрытия их аэродинамических поверхностей (крыльев, лопастей, рулей).
В настоящее время известно большое количество устройств для раскрытия крыльев летательных аппаратов, самолетов и ракет (патенты РФ №2237598, 2255022, 2280230, 2284450, 2288434, 42217 и др.), неотъемлемой частью которых являются приводные блоки, осуществляющие механическое или пневмомеханическое раскрытие крыльев.
Приводные системы после пуска летательного аппарата не всегда обеспечивают надежность его работы, заключающейся в своевременном раскрытии (двух или четырех) крыльев в заданное положение, определяемое углом поворота, и их надежной фиксации в течение времени полета. Общим недостатком известных устройств также являются большие габаритные размеры и масса, что существенно ограничивает их использование, особенно в планирующих летательных аппаратах.
Известен блок рулевого привода управляемого снаряда (патент РФ №2237598). Приведение рулей управляемого снаряда в рабочее положение блоком рулевого привода осуществляется специальными толкателями -поршнями после срабатывания пирозапала, образующего пороховые газы, воздействующие на поршни и заставляющие их перемещаться. Кроме того, конструкция блока рулевого привода содержит обтекатель с пазами, закрытыми герметизирующими элементами, основание с пирозапалами и поршнями, установленное на шпангоуте (на подшипниках которого через цапфы смонтированы подпружиненные рули), планки с упорными выступами, щитки, срезной механизм, фиксирующие штифты, а также еще целый ряд других конструктивных элементов.
Недостатками данного устройства являются сложность кинематики процесса и большие габариты конструкции привода, что при значительности усилий, развиваемых в процессе раскрытия рулей, может приводить к деформациям, нарушающим работоспособность блока рулевого привода (например, подшипников), и это снижает надежность его работы. Значительные усилия, возникающие при раскрытии рулей, требуют выполнения силовых конструктивных элементов (рулей и элементов их перемещения, щитков, подшипников) из высокопрочных сплавов с большой массой.
Известно также устройство для управления аэродинамической поверхностью летательного аппарата тяжелее воздуха (патент РФ №2255022), в котором механизм поворота крыльев, смонтированных симметрично на продольных осях, действует от шарнирных тяг ползуна, через опоры траверсы закрепленного на штоке центрального пневмоцилиндра. Разрыв связывающих винтов и движение последнего обеспечивается давлением порохового газа, инициируемого при сгорании пиропатрона. От тяг рычаги передают вращение на крылья. После заталкивания пружинами стопорного стержня в пазы пневмоцилиндра ползун и оси поворота крыльев фиксируются.
Недостатком этого описанного устройства, также сложного как конструктивно, так и кинематически, является неудовлетворительная жесткость исполнительных механизмов при их достаточно большой массе и габаритах и, как следствие, низкая надежность их работы, поскольку крылья в раскрытом рабочем положении удерживаются только давлением газа в пневмоцилиндре. Важно учесть, что траектория полета летательного аппарата жестко зависит от вероятности и синхронности раскрытия крыльев, а затем от их неподвижности.
Наиболее близким к заявляемому является складное аэродинамическое устройство (патент РФ №2243488), содержащее лопасть и устройство ее раскрытия, состоящее из оси, соединенной с лопастью, и пружины, расположенной коаксиально с ее осью, при этом в продольном пазу оси размещена хвостовая часть лопасти, соединена с ней штифтом и снабжена упорным скосом, на оси подвижно установлена подпружиненная стопорная втулка. Удерживается лопасть в сложенном положений стопорным элементом.
В момент срабатывания механизма раскрытия этот выталкивающий механизм взаимодействует с лопастью, выбивается стопорный элемент. Лопасть, вращаясь вокруг штифта, приходит в исходное положение, при этом пружина перемещает стопорную втулку по оси 2 вверх и надежно фиксирует стопорной втулкой хвостовую часть лопасти по упорному скосу.
Преимуществом данного устройства является сравнительная простота конструкции и кинематики процесса раскрытия лопасти в рабочее положение. Отметим, что здесь, в отличие от предыдущих устройств, отсутствует пневматическая составляющая привода.
Однако при его работе, во-первых, необходимо обеспечить требуемое для раскрытия значительное механическое усилие пружины только за счет ее собственной механической упругости. Это требует выполнения крупногабаритного силового пружинного элемента из прочной стали большой массы. Во-вторых, ненадежна фиксация лопасти в рабочем положении только пружиной через подвижную стопорную втулку, особенно в момент раскрытия лопастей, когда при работе реактивного двигателя перегрузки и вибрации максимальны.
В результате, известное устройство обладает теми же, что и выше перечисленные устройства, недостатками, обусловленными их конструктивными характеристиками и кинематическими механизмами, и, как следствие, прежде всего, большими габаритными размерами и массой. А к современным летательным аппаратам, разрабатываемым в том числе для применения из разнообразных транспортно-пусковых систем, предъявляются все более жесткие требования по строгому ограничению габаритно-весовых параметров.
В основу данной полезной модели положена задача повышения надежности работы устройства для раскрытия аэродинамических поверхностей летательного аппарата при снижении его массы и габаритных размеров.
Поставленная задача решается тем, что устройство для раскрытия аэродинамических поверхностей летательного аппарата включающее ось, пружину, расположенную коаксиально с осью, и стопорный элемент, согласно полезной модели, снабжено защитным кожухом, расположенным поверх пружины и укрепленным на оси, а пружина выполнена из сплава с памятью формы.
При этом:
- в качестве сплава с памятью формы использован никелид титана в высокопрочном состоянии;
- один торец пружины жестко закреплен на оси, а другой - жестко закреплен на стопорном элементе, выполненном в виде шайбы со сквозным отверстием для установки нагревательного элемента внутри пружины.
Снабжение устройства защитным кожухом обеспечивает возможность аккумулировать тепло, полученное от нагревательного элемента, в количестве, необходимом для срабатывания силового пружинного элемента.
Выполнение пружины из сплава с памятью формы обеспечивает при нагреве полное восстановление исходной, заранее заданной формы и геометрии, осуществляя надежное раскрытие рулей аэродинамического устройства.
Выбор в качестве материала с памятью формы никелида титана в высокопрочном состоянии обусловлен тем, что он по сравнению с другими возможными материалами с памятью формы имеет наиболее высокие прочностные, пластические, усталостные характеристики и параметры памяти формы (прежде всего температурные и силовые), что также обеспечивает надежность работы устройства.
Жесткое закрепление одного из торцов пружины на оси, а другого - на стопорном элементе, выполненном в виде шайбы, позволяет оптимально, в пределах защитного кожуха, обеспечить требуемые характеристики эффекта памяти формы (деформационные и силовые).
Выполнение стопорного элемента в виде шайбы со сквозным отверстием позволяет привести силовой пружинный элемент в состояние готовности к работе. Отверстие в шайбе необходимо для введения внутрь пружины нагревательного элемента.
Такое конструктивное решение, основанное на пружине, выполненной из материала с эффектом памяти формы, обеспечивает фиксацию рулей в исходном положении, позволяет за счет мощного термосилового эффекта памяти произвести в момент пуска летательного аппарата необходимое раскрытие рулей при больших перегрузках и вибрациях и осуществляет требуемую постоянную фиксацию рулей в рабочем положении в процессе полета, когда при работе двигателя также сохраняются большие перегрузки и вибрации. Высокая надежность работы конструкции достигается за счет исполнения геометрически, механически и физически высокообратимого перемещения в заданное положение силового пружинного элемента привода с термомеханической памятью формы при нагреве выше критической температуры, в данном случае выше 100°С.
На фиг.1 представлен внешний вид устройства для раскрытия аэродинамических поверхностей летательного аппарата, с установленным в нем нагревательным элементом; на фиг.2 - продольный разрез предлагаемого устройства, на фиг.3 - часть летательного аппарата с закрепленным на ее руле заявляемым устройством для раскрытия аэродинамических поверхностей летательного аппарата
Устройство 1 для раскрытия аэродинамических поверхностей летательного аппарата состоит из оси 2, защитного кожуха 3, цилиндрической пружины 4, стопорного элемента в виде шайбы 5 с крепежным отверстием 6 под штифт (на чертеже не показан) для стопорения шайбы 5. На противоположном конце оси выполнено отверстие 7 под шпильку (на чертеже не показана). Цилиндрическая пружина 4 выполнена из никелида титана в высокопрочном состоянии. Один торец цилиндрической пружины 4 жестко закреплен на оси 2, а другой - жестко закреплен на шайбе 5. В исходном положении аэродинамические поверхности (рули хвостовой части) находятся в сложенном состоянии. Ось 2 устройства 1 жестко фиксируется к хвостовой части летательного аппарата шпилькой, устанавливаемой в отверстие 7. Шайба 5 устройства штифтом, вводимым в отверстие 6 фиксируется к основанию руля хвостовой части летательного аппарата.
В момент срабатывания устройства 1 для раскрытия аэродинамических поверхностей летательного аппарата приводится в действие нагревательный элемент (на чертеже не показан) внутри алюминиевого защитного кожуха 3 обеспечивающего пружине 4 с памятью формы (силовому исполнительному элементу) аккумуляцию необходимого количества тепла для реализации эффекта памяти формы и восстановления первоначально заданной формы пружины 4. При этом пружина 4 совершает механическую работу, передавая момент силы со стороны деформированного конца стопорной шайбе 5 и, соответственно, устанавливая соединенный с ней руль в рабочее положение. Так как пружина 4 является после срабатывания жесткой и высокопрочной по физико-механическому состоянию, она одновременно выполняет дополнительную функцию стопорения (фиксации) руля в рабочем положении во время полета летательного аппарата, в том числе и при больших перегрузках и вибрациях, возникающих при работе его двигателя, что обеспечивает точность траектории полета. Исходя из технических требований к разрабатываемым летательным аппаратам, температурный диапазон их функционирования должен составлять (-50…+50)°С. Выбранный сплав имеет температуру срабатывания +100°С, то есть срабатывает при больших температурах, чем режим эксплуатации и хранения изделия.