RU2062436C1 - Flying vehicle with opening tail unit - Google Patents
Flying vehicle with opening tail unit Download PDFInfo
- Publication number
- RU2062436C1 RU2062436C1 RU93046220A RU93046220A RU2062436C1 RU 2062436 C1 RU2062436 C1 RU 2062436C1 RU 93046220 A RU93046220 A RU 93046220A RU 93046220 A RU93046220 A RU 93046220A RU 2062436 C1 RU2062436 C1 RU 2062436C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- retractable
- fixed base
- symmetry
- plane
- aircraft
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к летательным аппаратам, а более конкретно к летательнымм аппаратам с изменяемой площадью несущих поверхностей, и может быть использовано в летательных аппаратах класса "воздух-поверхность". The invention relates to aircraft, and more particularly to aircraft with variable bearing surfaces, and can be used in air-to-surface aircraft.
Известен летательный аппарат с раскрывающимися несущими поверхностями (см. заявку Франции N 2559894 по классу F 42B 13/053 ), которым содержит в каждой раскрывающейся несущей поверхности выдвигаемое перо, шарнирно соединенное с неподвижным основанием. A known aircraft with expandable bearing surfaces (see French application N 2559894 in class F 42B 13/053), which contains a retractable feather pivotally connected to a fixed base in each expanding bearing surface.
Известна также управляемая авиационная бомба (УАБ) BGL(cм. "Зарубежное военное обозрение ", N7, 1985г. стр.44), которая содержит раскрывающееся оперение, выполненное в виде стабилизаторов, каждый из которых состоит из неподвижного основания и шарнирно соединенного с ним выдвигаемого пера. Указанная авиабомба выбрана в качестве прототипа, так как является наиболее близком к заявляемому техническому решению. Also known is the BGL guided aerial bomb (UAB) (see "Foreign Military Review", N7, 1985, p. 44), which contains a plumage that is made in the form of stabilizers, each of which consists of a fixed base and a pivotally connected to it pen. The specified bomb was selected as a prototype, as it is closest to the claimed technical solution.
К недостаткам конструкции УАБ BGL можно отнести то, что из-за сложенных стабилизаторов, в момент отделения от носителя авиабомба обладает малой устойчивостью и при определенных режимах сброса может войти в контакт с носителем. The design flaws of the BGL UAB can be attributed to the fact that due to the folded stabilizers, at the time of separation from the carrier the bomb has low stability and can come into contact with the carrier under certain reset conditions.
Целью настоящего изобретения является устранение указанного недостатка, а именно улучшение функционально-эксплуатационных характеристик путем повышения безопасности отделения летательного аппарата от носителя. The aim of the present invention is to remedy this drawback, namely improving the functional and operational characteristics by increasing the safety of separation of the aircraft from the carrier.
Для достижения указанной цели необходимо создать дополнительную аэродинамическую силу, которая способствует отделению летательного аппарата от носителя и не влияет в дальнейшем на траекторию полета летательного аппарата. To achieve this goal, it is necessary to create additional aerodynamic force, which helps to separate the aircraft from the carrier and does not further affect the flight path of the aircraft.
Указанная цель достигается введением в конструкцию летательного аппарата с раскрывающимся оперением резьбовых регулирующих упоров устанавливаемых перпендикулярно плоскости симметрии неподвижного основания и в его корневой хорде попарно, соосно и по обе стороны выдвигаемого пера, при этом в исходном положении каждый из упоров одним из своих торцов уперт в выдвигаемое перо. Плоскость симметрии выдвигаемого пера отклонена с помощью упоров на заданный угол, обеспечивающий создание дополнительной аэродинамической силы, отводящей летательный аппарат от носителя в момент отделения. В раскрытом положении выдвигаемое перо и упоры не связаны, а плоскости симметрии выдвигаемого пера и неподвижного основания совмещены. При этом величина заданного угла отклонения выдвигаемого пера находится в пределах упругих деформаций. This goal is achieved by introducing into the design of the aircraft with the opening plumage of threaded adjusting stops installed perpendicular to the plane of symmetry of the fixed base and in its root chord in pairs, coaxially and on both sides of the retractable feather, while in the initial position, each of the stops rests on one of its ends pen. The plane of symmetry of the retractable pen is deflected using stops at a predetermined angle, which ensures the creation of additional aerodynamic force that takes the aircraft away from the carrier at the time of separation. In the open position, the retractable pen and the stops are not connected, and the plane of symmetry of the retractable pen and the fixed base are aligned. In this case, the value of the specified deviation angle of the retractable pen is within the elastic deformations.
На фиг.1 изображен летательный аппарат с раскрывающимся оперением в исходной положении, на фиг. 2 сечение А-А в исходном положении, на фиг. 3 изображено сечение А-А при раскрытых стабилизаторах. In Fig.1 depicts an aircraft with a drop-down plumage in the initial position, Fig. 2 section AA in the initial position, in FIG. 3 shows a section AA with stabilizers open.
Летательный аппарат с раскрывающимся оперением состоит из отсека с полезной нагрузкой 1, пристыкованного к нему приборного отсека 2, на котором закреплены стабилизаторы 3. Каждый стабилизатор 3 состоит из неподвижного основания 4 и выдвигаемого пера 5. В неподвижное основание 4 каждого стабилизатора 3 попарно и соосно ввернуты резьбовые регулирующие упоры, расположенные перпендикулярно плоскости симметрии неподвижного основания 4, и одним из своих торце 6 выдвигаемое перо 5. Выдвигаемые перья 5 выполнены выступающими из неподвижного основания 4. Выдвигаемое перо 5 отклонено от плоскости симметрии неподвижного основания 4 на заданный угол с помощью регулирующих упоров 6. При этом угол находится в пределах упругих деформаций выдвигаемого пера 5. Механизм фиксации оперения в исходном положении 7 выполнен, например, в виде срезных элементов, а механизм раскрытия оперения 8 в виде пиротолкателя. An aircraft with a drop-down plumage consists of a compartment with a payload 1, an instrument compartment 2 docked to it, on which stabilizers 3 are attached. Each stabilizer 3 consists of a
Устройство работает следующим образом В исходном положении упоры 6 отклоняют выдвигаемое перо 5 каждого стабилизатора 3 от плоскости симметрии неподвижного основания 4 и удерживают их в этом положении. Так как выдвигаемые перья 5 выполнены выступающими из неподвижных оснований 4, то при отделении летательного аппарата взаимодействие отклоненных выдвигаемых перьев 5 с аэродинамическим потоком приводит к созданию аэродинамической силы, способстующей отделению летательного аппарата от носителя. The device operates as follows. In the initial position, the
При срабатывании механизма раскрытия оперения 8 происходит разрушение срезных элементов 7 и выдвигаемые перья 5 выходят из соприкосновения с резьбовыми упорами 6, а т. к. отклонение выдвигаемых перьев 5 от плоскости симметрии неподвижных оснований 4 производилось в пределах упругих деформаций, раскрытия оперений выдвигаемые перья 5 возвращаются в положении обеспечивающее их симметричное расположение относительно плоскости симметрии неподвижных оснований 4, и не создают возмущений при дальнейшем полете летательного аппарата на траектории. When the
Использование данного технического решения позволяет улучшить функционально-зксплуатационные характеристики пут м повышения безопастности отделения летательного аппарат с раскрывающимся оперением от носителя. Кроме того, предложенная конструкция летательного аппарата уменьшает вибрации выдвигаемых перьев при транспортировке и совместном полете летательного аппарата с носителем. ЫЫЫ2 The use of this technical solution makes it possible to improve functional and operational characteristics by increasing the safety of separation of an aircraft with a plumage from the carrier. In addition, the proposed design of the aircraft reduces the vibration of the retractable feathers during transportation and joint flight of the aircraft with the carrier. YYY2
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU93046220A RU2062436C1 (en) | 1993-09-29 | 1993-09-29 | Flying vehicle with opening tail unit |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU93046220A RU2062436C1 (en) | 1993-09-29 | 1993-09-29 | Flying vehicle with opening tail unit |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2062436C1 true RU2062436C1 (en) | 1996-06-20 |
RU93046220A RU93046220A (en) | 1996-11-27 |
Family
ID=20147863
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU93046220A RU2062436C1 (en) | 1993-09-29 | 1993-09-29 | Flying vehicle with opening tail unit |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2062436C1 (en) |
-
1993
- 1993-09-29 RU RU93046220A patent/RU2062436C1/en active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
1. Заявка Франции N 2559894, кл. F 42 В 13/053, 1985. 2. ВGL. Зарубежное военное обозрение. № 7, 1985, c. 44. * |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US3999728A (en) | Escape vehicle with fly-away capability | |
US4838502A (en) | Resiliently deployable fairing for sealing an airframe cavity | |
US6745979B1 (en) | Spacecraft and aerospace plane having scissors wings | |
JP2680246B2 (en) | Flying object | |
US6513754B1 (en) | Transonic flow shockwave position stabilizer | |
US6152041A (en) | Device for extending the range of guided bombs | |
RU2062436C1 (en) | Flying vehicle with opening tail unit | |
US3053484A (en) | Variable sweep wing configuration | |
US6926576B1 (en) | Rocket with backwards gliding recovery | |
US5271579A (en) | Recreational and sport rocket construction | |
RU2492413C1 (en) | Drop head fairing of aircraft (versions) | |
Martin | Summary of flutter experiences as a guide to the preliminary design of lifting surfaces on missiles | |
US3146971A (en) | Hypersonic aircraft | |
US4957465A (en) | Model airplane or toy glider | |
US4589342A (en) | Rocket-powered training missile with impact motor splitting device | |
US6435932B1 (en) | Model space craft glider | |
US2505541A (en) | Model airplane structure | |
US3384326A (en) | Aerodynamic strake | |
US3087692A (en) | Variable-span aircraft | |
Foughner Jr et al. | F-16 flutter model studies with external wing stores | |
US2943568A (en) | Stabilizing device | |
RU2184339C1 (en) | Folding wing of small-sized rocket | |
US3436040A (en) | Autorotative recovery system | |
GOBELTZ | Effects of airframe design on spin characteristics | |
Thibodaux Jr | A Brief Summary of Experience in Boosting Aerodynamic Research Models |