хвостовой отсек воздушно-динамических рулевых приводов для управляемых летательных аппаратов (преимущественно для управляемых авиационных бомб) и пневмодвигатель рулевого привода

Формула изобретения

1. Хвостовой отсек воздушно-динамических рулевых приводов для управляемых летательных аппаратов, преимущественно для управляемых авиационных бомб, содержащий корпус с оперением в виде стабилизаторов с поворотными рулями, ось каждого из которых кинематически связана с выходным валом размещенного в стабилизаторе рулевого привода, состоящего из воздухозаборника, пневмораспределителя, пневмодвигателя и устройства сброса воздуха, отличающийся тем, что каждый стабилизатор снабжен скрепленной с ним концевой шайбой, со стороны бортовой хорды выполнен с профильным уступом, установленным в продольном пазу корпуса хвостового отсека, и закреплен винтовым соединением в жестко связанных с корпусом кронштейнах, расположенных с двух сторон и вдоль продольного паза корпуса хвостового отсека, при этом воздухозаборник и устройство сброса воздуха образованы каналами, выполненными соответственно с переднего и донного торца концевой шайбы, пневмораспределитель закреплен к стабилизатору со стороны его концевой хорды в полости, сообщенной через отверстие в концевой шайбе с устройством сброса воздуха, пневмодвигатель размещен в сквозном окне центральной части стабилизатора, герметизированном крышками, в которых проложены каналы, сообщающие рабочие камеры пневмодвигателя с выходными каналами пневмораспределителя, входной канал которого сообщен с воздухозаборником через отверстие в концевой шайбе, а кинематическая связь оси поворотного руля с выходным валом рулевого привода выполнена в виде рычажной пары, расположенной со стороны профильного уступа стабилизатора.

2. Пневмодвигатель рулевого привода, содержащий основание, внутренняя полость которого разделена мембранами на рабочие камеры, и взаимодействующий с мембранами поршень, отличающийся тем, что поршень выполнен в виде профилированной пластины, размещенной в сквозном окне основания и закрепленной с одной стороны на установленном в основании валу, а рабочие камеры образованы между расположенными по обе стороны поршня мембранами и крепящими их к основанию крышками, которые со стороны мембран выполнены с выемками, повторяющими по периметру окно основания, при этом каждая из мембран выполнена с подковообразным в плане гофром, внешний обвод которого совпадает с обводом сквозного окна основания, а внутренний - с обводом поршня.

Описание изобретения к патенту

Изобретения относятся к области высокоточного авиационного оружия могут быть использованы в качестве:

- хвостового отсека рулевых приводов для управляемых авиационных бомб с высокой точностью наведения,

- пневмодвигателя рулевого привода мембранного типа как исполнительного механизма, размещенного в неподвижной части хвостового оперения (в стабилизаторах).

Известна авиационная бомба, стабилизированная по крену (Патент РФ № 2232973 по заявке № 200311219/02 от 28.04.2003 г., бюл. № 20 от 20.07.2004 г.), отсек рулевых приводов которой расположен в хвостовой части и содержит корпус отсека с монтированными на нем неподвижными стабилизаторами, жестко скрепленными с корпусом отсека, за задней кромкой которых установлены поворотные бипланные рули, размещенные внутри корпуса отсека газовые рулевые приводы, турбогенератор, бортовой источник питания, обеспечивающий горячим газом четыре рулевые машинки, также расположенные внутри корпуса отсека и кинематически связанные с поворотными бипланными рулями.

Система управления авиационной бомбы, газовые рулевые приводы и хвостовое оперение обеспечивают управление авиационной бомбы по курсу и тангажу и ее угловую стабилизацию по крену.

Известен автономный летательный аппарат, стабилизированный по крену, с телевизионной головкой самонаведения (Патент РФ № 2147725 по заявке № 99115116/02 от 15.07.1999 г., бюл. № 11 от 20.04.2000 г.), отсек рулевых приводов которого расположен в хвостовой части и содержит корпус с жестко закрепленными на нем стабилизаторами с поворотными бипланными рулями, размещенные внутри корпуса отсека бортовой источник электроптания-турбогенератор, электрические рулевые приводы, электрические машинки которых кинематически связаны с поворотными бипланными рулями. Совместно система управления автономного управляемого летательного аппарата, электрический рулевой привод, хвостовое оперение аппарата обеспечивают управление авиационной бомбы по курсу и тангажу и ее угловую стабилизацию по крену. Хвостовое оперение аппарата выполнено по Х-образной схеме.

Одним из направлений развития управляемых авиационных бомб, исходя из тактических соображений их боевого применения, служит тенденция значительного увеличения дальности их управляемого полета.

Однако значительное увеличение дальности управляемого полета летательных аппаратов боевого применения (управляемых ракет авиационного базирования, управляемых авиационных бомб) требует увеличения продолжительности работы бортовых источников питания рабочим телом (газом или электроэнергией) рулевых машинок рулевых проводов.

Возрастание времени работы бортовых источников питания приводит к увеличению их габаритных размеров и массы и, следовательно, их размещение, как и рулевых приводов внутри корпусе отсека, определяет рост его габаритов и массы, что при заданных массо-габаритных размерах летательного аппарата вынуждает уменьшить массу и габаритные размеры других отсеков, например массу и габариты полезной нагрузки, что может привести к ухудшению тактико-технических характеристик аппарата в целом.

Использование предлагаемого хвостового отсека воздушно-динамических рулевых приводов для управляемых летательных аппаратов, использующих в качестве рабочего тела обтекающую аппарат среду (атмосферный воздух), и использование пневмодвигателей мембранного типа в качестве исполнительных механизмов, размещенных в стабилизаторах хвостового оперения аппарата, позволяет:

1) снять ограничения по времени управления полетом управляемой авиационной бомбы;

2) упростить конструкцию отсека рулевых приводов, исключив газовые и электрические рулевые приводы, оптимизировать источники электрического питания;

3) повысить тактико-технические характеристики управляемой авиационной бомбы по дальности полета, величине полезной нагрузки, размещению электронной аппаратуры, проведя рациональную компоновку с учетом освободившихся объемов;

4) улучшить массо-габаритные характеристики управляемой авиационной бомбы при ее полете, используя энергию обтекающего воздуха для перемещения аэродинамических рулей в соответствии с командами управления.

Известна управляемая торпеда (патент РФ № 2189004 по заявке № 2000122193/02 от 21.08.2000 г., бюл. № 25 от 10.09.2002 г.), в которой рулевой привод поворотного руля (пера) размещен непосредственно в неподвижной части крыла и содержит водозаборник, выполненный в уступах профиля крыла, электромагнитное распределительное устройство водного потока, исполнительный двигатель в виде поворотного коромысла, ось которого кинематически связана с осью руля (пера) гибкой тягой, и устройство сброса водного потока в виде щелевых пазов в задней кромке крыла. В исполнительном двигателе рулевого привода управляемой торпеды величина рабочей площади коромысла ограничена размахом и допустимой толщиной крыла (обычно не более 15% от средней аэродинамической хорды), при котором оно сохраняет свою несущую способность, что при заданных габаритах крыла ограничивает развиваемый рулевым приводом момент. При заданном размахе крыла увеличение мощности исполнительного двигателя требует увеличения толщины профиля крыла, что ухудшает его аэродинамическое качество. Кроме того, выполнение гибкой кинематической связи оси коромысла с осью закрылка непосредственно на несущих поверхностях крыла препятствует организации его безотрывного обтекания внешней средой. Отрицательно влияют на мощностные характеристики рулевого привода неизбежные утечки рабочего тела по коромыслу и его оси, герметизация которых приводит к увеличению нагрузки трения, что снижает коэффициент полезного действия рулевого привода и повышает допустимый минимальный уровень скорости движения рабочего тела, при котором рулевой привод работоспособен, т.е. допустимый диапазон минимальных скоростей движения торпеды. По совокупности существенных признаков и достигаемому эффекту наиболее близка к заявляемому отсеку рулевых приводов вышеназванная управляемая торпеда (патент РФ № 2189004 по заявке № 2000122193/02 от 21.08.2000 г., бюл. № 25 от 10.09.2002 г.). Управление торпедой осуществляется без специального бортового источника рабочего тела рулевого привода: в качестве рабочего тела используется обтекающий торпеду водный поток. Торпеда способна управляться пока она движется, а габаритно-массовые характеристики ее рулевого привода не зависят от продолжительности времени работы. Но выполнение водозаборника и устройства сброса водного потока искажает аэродинамический профиль крыла и отрицательно влияет на его несущую способность из-за отрывов потока обтекающей среды по уступам на поверхности крыла и его задней кромке.

Наиболее близок к заявляемому пневмодвигателю рулевого привода как исполнительному двигателю по совокупности существенных признаков и достигаемому эффекту мембранный привод (Е.В.Герц. Пневматические приводы. Теория и расчет. - Москва, Машиностроение, 1969, стр.151, рис.55), содержащий основание, внутренняя полость (рабочая камера) которого перекрыта мембраной, взаимодействующей с поршнем, выполненным в виде жесткого центра.

Указанная конструктивная схема привода рациональна с точки зрения его компоновки в крыле (стабилизаторе):

- расположение мембранного привода в плоскости симметрии профиля крыла (стабилизатора) обусловливает его реализацию с большой площадью поршня, что должно способствовать повышению развиваемых приводом усилий;

- сравнительно небольшие перемещения мембраны с жестким центром должно обеспечивать компоновку привода в крыле (стабилизаторе) с небольшой толщиной профиля.

Вместе с тем, организация кинематической передачи от жесткого центра к оси пера неизбежно приводит к возможному искажению аэродинамического профиля крыла (стабилизатора), так как выполнение кинематической передачи требует увеличения толщины его профиля, а расположение кинематической передачи на внешних поверхностях крыла (стабилизатора) нарушает картину его обтекания потоком внешней среды.

Технической задачей заявляемых устройств является улучшение аэродинамических характеристик управляющих несущих поверхностей (рулей) авиабомбы за счет организации их безотрывного обтекания потоком внешней среды, увеличение дальности управляемого полета летательных аппаратов, расширение зоны и условий их применимости, повышение тактико-технических характеристик. Для решения поставленной задачи в заявляемом хвостовом отсеке воздушно-динамических рулевых приводов для управляемых летательных аппаратов, содержащем корпус отсека с оперением в виде стабилизаторов с поворотными рулями, расположенными за задней кромкой стабилизаторов и оси которых кинематически связаны с выходными валами размещенных в стабилизаторах рулевых приводов, каждый из которых состоит из воздухозаборника, пневмораспределителя, пневмодвигателя и устройства сброса воздуха, согласно изобретению каждый стабилизатор снабжен концевой шайбой, скрепленной с ним. Со стороны бортовой хорды стабилизатор выполнен с профильным уступом, установленным в продольном пазу корпуса отсека, и закреплен, например, винтовым соединением в жестко связанных с корпусом отсека кронштейнах, расположенных с двух сторон и вдоль продольного паза корпуса хвостового отсека. Воздухозаборник и устройство сброса воздуха образованы каналами, выполненными соответственно с переднего и донного торца концевой шайбы. Пневмораспределитель закреплен к стабилизатору со стороны его концевой хорды под концевой шайбой в полости, сообщенной через отверстие в концевой шайбе с устройством сброса воздуха. Пневмодвигатель размещен в сквозном окне центральной части стабилизатора, герметизированном крышками, в которых выполнены каналы, сообщающие рабочие камеры пневмодвигателя с выходными каналами пневмораспределителя. Входной канал пневмораспределителя сообщен с воздухозаборником через отверстие в концевой шайбе.

Кинематическая связь оси руля с выходным валом рулевого привода выполнена в виде рычажной пары, расположенной со стороны профильного уступа стабилизатора. Для решения поставленной задачи в заявляемом пневмодвигателе для рулевого привода, содержащем основание, внутренняя полость которого разделена мембранами на рабочие камеры, поршень, взаимодействующий с мембранами, выполненный в виде профилированной пластины, размещенной в сквозном окне основания и закрепленной с одной стороны на установленном в основании валу. Рабочие камеры образованы между расположенными по обе стороны поршня мембранами и крепящими их к основанию крышками, которые со стороны мембран выполнены с выемками, повторяющими по периметру окно основания. Каждая мембрана выполнена с подковообразным в плане гофром, внешний обвод которого совпадает с обводом сквозного окна основания, а внутренний - с обводом поршня. Конструкция заявляемых устройств пояснена чертежами, где на фиг.1 и 2 изображен общий вид предлагаемого хвостового отсека воздушно-динамических рулевых приводов; на фиг.3 - разрез А-А по плоскости симметрии профиля стабилизатора и размещенного на задней его кромке поворотного руля; на фиг.4 - разрез Б-Б стабилизатора по месту расположения пневмодвигателя рулевого привода.

На корпусе 1 отсека рулевых приводов посредством жестко связанных с ним (например, сваркой) кронштейнов 2 и винтовой пары 3 и 4 закреплен стабилизатор 5 с поворотным рулем 6. Со стороны бортовой хорды стабилизатор 5 выполнен с профильным уступом 7, расположенным в продольном пазу корпуса отсека 1. Со стороны концевой хорды к стабилизатору 5 закреплена концевая шайба 8, с переднего торца которой выполнен канал воздухозаборника 9, а с донного торца - канал 10 устройства сброса воздуха, размещенного в стабилизаторе 5 воздушно-динамического привода руля 6. Электромагнитный пневмораспределитель типа «заслонка-отражатель» воздушно-динамического рулевого привода собран на закрепленном винтами 11 к стабилизатору 5 основании 12 и размещен в полости 13 стабилизатора 5, выполненной со стороны его концевой хорды и сообщенной через отверстие 14 с каналом 10 устройства сброса воздуха. Пневмораспределитель состоит из пары закрепленных на основании 12 обмоток 15 с магнитопроводами и установленного между ними якоря 16, на оси которого закреплена заслонка отражатель 17. Входной канал 18 пневмораспределителя через отверстие в концевой шайбе 8 сообщен с каналом воздухозаборника 9. Пневмодвигатель воздушно-динамического рулевого привода размещен в сквозном окне стабилизатора 5 и содержит установленный на валу 19 поршень 20, размещенные с двух сторон поршня 20 мембраны 21 и 22 с подковообразным гофром и прижимающие мембраны 21 и 22 к стабилизатору 5 крышки 23 и 24, связанные винтовыми парами 25 и 26. Рабочие камеры 27 и 28 пневмодвигателя, образованные между крышками 23, 24 и мембранами 21, 22, каналами 29 и 30, выполненными в крышках 23 и 24, сообщены с выходными каналами пневмораспределителя. Вал 19 поршня 20 кинематически связан с осью 31 руля 6 рычажной парой 32 и 33 с подвижным соединением типа «сферический подшипник-вилка», размещенной со стороны профильного уступа 7 стабилизатора 5.

Предлагаемые устройства работают следующим образом.

Обтекающий управляемый летательный аппарат (управляемую авиационную бомбу) воздушный поток по каналу воздухозаборника 9 поступает во входной канал 18 пневмораспределителя. В соответствии с электрическими сигналами системы управления авиационной бомбы, поступающими на обмотки 15 электромагнита, якорь 16 притягивается к одному из магнитопроводов обмоток 15. При этом жестко связанная с осью якоря 15 заслонка-отражатель 17, поворачиваясь вместе с осью якоря 15, направляет воздушный поток из входного канала 18 в каналы пневмораспределителя, сообщенные с каналами 29 и 30, по которым воздух поступает в рабочие камеры 27 и 28 пневмодвигателя, герметизированные мембранами 21 и 22. В зависимости от полярности и величины сигнала управления, а также закона управления рулевым приводом (пропорциональный, релейный, автоколебательный, ШИМ) в рабочих камерах 27 и 28 пневмодвигателя создается перепад давлений воздуха, под действием которого происходит соответствующий поворот поршня 20 с валом 19. Угловое перемещение вала 19 посредством рычажной пары 32 и 33 передается на ось 31 руля 6, обеспечивая его поворот на угол, определенный сигналом системы управления управляемой авиационной бомбы. Таким образом, в заявляемых хвостовом отсеке воздушно-динамических рулевых приводов для управляемых летательных аппаратов и пневмодвигателе рулевого привода решение поставленной задачи обеспечивает:

- выполнение стабилизатора 5 с концевой шайбой 8, препятствующей перетеканию воздушного потока по концевой хорде стабилизатора 5;

- размещение канала воздухозаборника 9 и канала 10 устройства сброса воздуха в концевой шайбе 8, что позволяет выполнить стабилизатор 5 с удобообтекаемым аэродинамическим профилем, а также значительно снизить негативное влияние процесса обтекания корпуса отсека 1 воздушным потоком на характеристики этих функциональных элементов воздушно-динамического рулевого привода за счет их расположения в невозмущенном воздушном потоке;

- расположение рычажной пары 32 и 33 кинематической передачи «вал пневмодвигателя - ось руля» внутри корпуса 1 (вне зоны обтекания стабилизатора 5);

- удобную для компоновки в стабилизаторе 5 конструкцию пневмодвигателя, позволяющую реализовать в размерах стабилизатора 5 большие значения основного обобщенного конструктивного параметра пневмодвигателя - произведения площади поршня на плечо приложения развиваемого усилия;

- выполнение пневмодвигателя с полностью герметичными рабочими камерами 27 и 28, что изолирует процессы газодинамического течения воздушного потока в силовой системе воздушно-динамического рулевого привода от процесса аэродинамического обтекания стабилизатора и повышает КПД рулевого привода. Использование в качестве рабочего тела рулевого привода обтекающего управляемую авиационную бомбу воздушного потока обеспечивает ее управление на всей траектории движения, при этом габаритно-массовые характеристики отсека рулевых приводов не зависят от времени управляемого полета авиационной бомбы, что способствует увеличению дальности ее управляемого полета, расширению зоны и условий применимости.