СКЛАДЫВАЮЩАЯСЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ПОВЕРХНОСТЬ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Полезная модель относится к летательным аппаратам тяжелее воздуха и может быть использована для изготовления их складывающихся аэродинамических органов или поверхностей (крыльев, подкрылков, лопастей, рулей, хвостового оперения).
В настоящее время известно большое количество устройств для складывания и раскрытия аэродинамических поверхностей самолетов, планеров, ракет и других летательных аппаратов (патенты РФ №2237598, 2243488, 2255022, 2280230, 2283469, 2284450, 2288434 и др.), неотъемлемой частью которых являются раскладные аэродинамические органы и приводные системы, выполняющие их механическое или пневмомеханическое складывание и раскрытие.
При взлете летательного аппарата данные приводные системы осуществляют раскрытие аэродинамических органов в заданное рабочее положение, определяемое углом поворота, и их фиксацию в течение времени полета. Своевременность и одновременность раскрытия и жесткость фиксации их положения будут определять надежность их работы, что далеко не всегда конструктивно обеспечено. Общим недостатком известных устройств являются также большие габаритные размеры и масса, что существенно ограничивает их применение, особенно в планирующих или малогабаритных летательных аппаратах.
Известно устройство для управления аэродинамической поверхностью летательного аппарата (патент РФ №2255022), в котором механизм поворота крыльев, симметрично смонтированных на продольных осях, действует через рычаги, установленные на параллельных осях, от шарнирных тяг ползуна, закрепленного посредством опор траверсы на штоке центрального пневмоцилиндра. Разрыв связывающих винтов и движение последнего обеспечивается давлением порохового газа, инициируемого при сгорании пиропатрона. Тяги, воздействуют на рычаги, которые поворачиваются вокруг своих осей, раскрывают крылья. После заталкивания пружинами стопорных стержней в радиальные пазы пневмоцилиндра в конце хода ползуна фиксируется раскрытое положение крыльев.
Недостатками этого устройства, сложного как конструктивно, так и кинематически, являются неудовлетворительная точность и жесткость большого количества исполнительных механизмов при их достаточно большой массе и габаритах и, как следствие, низкая надежность их работы, в том числе и потому, что крылья в раскрытом рабочем положении удерживаются только давлением газа в пневмоцилиндре. Последнее условие не обеспечивает надежной жесткой фиксации их положения. А как известно, траектория полета летательного аппарата однозначно зависит как от вероятности и синхронности раскрытия крыльев, так и от их неподвижности в полете, что в описанном устройстве не обеспечивается.
Также известно складное аэродинамическое устройство управляемого снаряда (патент РФ №2243488), в котором лопасти, соединенные с осью штифтом, снабжены пружиной и в хвостовой части упорным скосом, при этом на оси подвижно установлена подпружиненная стопорная втулка. Удерживается лопасть в сложенном положении стопорным элементом.
В момент срабатывания механизма раскрытия этот выталкивающий механизм взаимодействует с лопастью, выбивается стопорный элемент. Лопасть, вращаясь вокруг штифта, приходит в рабочее положение, при этом пружина перемещает стопорную втулку по оси вверх и фиксирует стопорной втулкой хвостовую часть лопасти по упорному скосу.
Преимущество данного устройства заключается в более простом конструктивном исполнении механизма раскрытия лопасти и кинематическом процессе его работы. Отметим, что здесь, в отличие от предыдущих устройств, привод является чисто механическим и в нем не используется пневматический способ раскрытия.
Однако при его работе, во-первых, необходимо обеспечить требуемое для раскрытия лопасти значительное механическое усилие пружины только за счет ее собственной механической упругости. Это требует изготовления мощного крупногабаритного силового пружинного элемента из прочной стали большой массы. Во-вторых, не является надежной фиксация лопасти в рабочем положении только пружиной через подвижную стопорную втулку, особенно в момент раскрытия лопастей, когда при работе реактивного двигателя максимальны перегрузки и вибрации.
Наиболее близким к заявляемому является складывающееся крыло ракеты (патент РФ №2288434), содержащее лопасть, корневая часть которой совместно с шарнирно соединенными с ней вкладышами размещена в выемке жестко закрепленного на корпусе ракеты основания, устройство раскрытия взаимодействующей с вкладышами листовой рессоры и размещенное в основании устройство фиксации в виде подпружиненных одноплечих рычагов, шарнирно установленных в сквозных пазах основания, на осях которых установлены пружины.
Для складывания лопасти необходимо, преодолевая усилие рессоры и ее, деформируя, а также отжимая при этом рычаги от вкладышей, извлечь корневую часть лопасти из выемки основания, а затем ее сложить, поворачивая на осях и опирая при этом на боковую грань основания. При раскрытии под действием деформированной рессоры лопасть занимает прежнее положение, при этом рычаги отжимаются перемещающимися вкладышами и затем фиксируют их под действием пружины.
Данное устройство является сравнительно простым по конструкции. Однако использование и в нем поступательно-вращательного движения при взаимодействии большого числа деталей приводит к характерным для таких устройств недостаткам, снижающим надежность их работы. Во-первых, необходимо достаточно большое усилие для осуществления указанного движения при освобождении лопасти, что может привести к ее нестабильному раскрытию, особенно под воздействием сильных внешних возмущений. Во-вторых, не исключается возможность перекоса и заклинивания деталей при раскрытии лопастей по весьма сложной траектории.
В результате, известное устройство обладает теми же, что и выше описанные устройства, недостатками, обусловленными их сложными конструктивным исполнением и кинематическими механизмами, а также большими габаритными размерами и массой, уменьшающими надежность их работы.
А к современным управляемым летательным аппаратам, разрабатываемым, в том числе для применения из разнообразных транспортно-пусковых систем, предъявляются все более жесткие требования по надежности, технологичности исполнения и строгому ограничению габаритно-весовых параметров.
В основу полезной модели положена задача повышения конструктивной и функциональной надежности и простоты работы складывающиеся аэродинамической поверхности летательного аппарата при снижении ее массы и габаритных размеров.
Поставленная задача решается тем, что в складывающейся аэродинамической поверхности летательного аппарата, включающей лопасть с корневой частью, жестко закрепленное на корпусе летательного аппарата основание и устройство раскрытия, согласно полезной модели, устройство раскрытия выполнено в виде пластины, изготовленной из сплава с памятью формы, жестко закрепленной одним торцом внутри корневой части, а другим - в выемке основания, с обеих сторон рабочей части которой выполнены симметричные дугообразные выемки вдоль всей поверхности, и размещено в защитном кожухе.
Кроме того:
- в качестве сплава с памятью формы использован никелид титана в высокопрочном состоянии;
- толщина пластины в самой узкой части составляет 0,8 ее толщины вне выемки.
Выполнение устройства раскрытия в виде пластины из сплава с памятью формы позволяет осуществить при достаточном нагреве полное восстановление заранее заданной формы и геометрии с необходимым усилием, надежное раскрытие и фиксацию в рабочем положении аэродинамической поверхности. В исходном, до нагрева, состоянии в широком интервале температур окружающей среды устройство может легко при соответствующем усилии складываться путем изгибания данной пластины в области симметричных дугообразных выемок, параллельных оси поворота аэродинамической поверхности.
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 высокую надежность работы устройства.
Жесткое закрепление одного из торцов пластины в корневой части аэродинамической поверхности, а другого - в выемке основания, закрепленного с помощью сварки на корпусе летательного аппарата, позволяет оптимально и надежно реализовать требуемые деформационные и силовые характеристики эффекта памяти формы сплава.
Снабжение рабочей части пластины защитным кожухом из тонкостенного алюминиевого сплава со сквозным каналом необходимо, чтобы привести силовой элемент из сложенного положения в рабочее. Канал предназначен для помещения внутрь защитного кожуха нагревательного элемента или введения нагревающей среды, например газообразной.
Такое конструктивное решение, основанное на устройстве раскрытия в виде пластины, выполненной из материала с эффектом памяти формы, обеспечивает фиксацию лопастей в исходном сложенном положении, позволяет за счет мощного термосилового эффекта памяти произвести в момент пуска летательного аппарата необходимое раскрытие лопастей при больших перегрузках и вибрациях и осуществляет требуемую постоянную фиксацию лопастей 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 рабочее положение пластины, действующей в качестве силового элемента привода с термомеханической памятью формы при нагреве выше критической температуры, в данном случае выше 100°С. Выполнение с обеих сторон рабочей части пластины симметричных дугообразных выемок вдоль всей поверхности обеспечивает уменьшение толщины в ее центральной части, что приводит к снижению величины требуемого усилия и локализации деформации при изгибе, гарантируя тем самым изгиб пластины в области выемки параллельно оси поворота аэродинамической поверхности и, как следствие, обеспечивает надежное срабатывание устройства.
Устройство заявленных складывающихся аэродинамических поверхностей летательного аппарата поясняется чертежами:
на фиг.1 представлен внешний вид складывающихся аэродинамических поверхностей летательного аппарата с установленными в них нагревательными элементами;
на фиг.2 - поперечный разрез предлагаемой поверхности,
на фиг.3 - фрагмент летательного аппарата с закрепленным на ее хвостовой части заявляемыми аэродинамическими поверхностями в сложенном и раскрытом положениях.
Складывающееся аэродинамическая поверхность 1 летательного аппарата состоит из лопасти 2, защитного кожуха 3, пластины 4, основания 5. пластина 4 выполнена из никелида титана в высокопрочном состоянии. Один торец пластины 4 жестко закреплен на лопасти 2, а другой - жестко закреплен на основании 5 через сквозные отверстия 6 штифтами (на фигуре не показаны). В исходном положении аэродинамические поверхности (рули хвостовой части) находятся в сложенном положении. С обеих сторон рабочей части пластины 4 выполнены симметричные дугообразные выемки вдоль всей поверхности и ширина пластины в самой узкой части составляет 0,8 ее толщины вне выемки.
В момент срабатывания для раскрытия аэродинамических поверхностей 1 летательного аппарата приводится в действие нагревательный элемент (на чертеже не показан) внутри тонкостенного алюминиевого защитного кожуха 3, обеспечивающего пластине 4 с памятью формы (силовому исполнительному элементу) аккумуляцию необходимого количества тепла для реализации эффекта памяти формы и восстановления первоначально заданной плоской формы пластины 4. При этом пластина 4 совершает механическую работу, передавая момент силы лопасти 2 и, соответственно, устанавливая ее в раскрытое рабочее положение. Так как пластина 4 является после срабатывания жесткой и высокопрочной по физико-механическому состоянию, она одновременно выполняет дополнительную функцию стопорения (фиксации) лопасти в рабочем положении во время полета управляемого 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 или аэродромном базирования при эксплуатации.