Раскрываемое крыло двухступенчатой ракеты



Раскрываемое крыло двухступенчатой ракеты
Раскрываемое крыло двухступенчатой ракеты
Раскрываемое крыло двухступенчатой ракеты
Раскрываемое крыло двухступенчатой ракеты
Раскрываемое крыло двухступенчатой ракеты
Раскрываемое крыло двухступенчатой ракеты
Раскрываемое крыло двухступенчатой ракеты

 


Владельцы патента RU 2478907:

Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (RU)

Изобретение относится к области ракетной техники и касается складываемых аэродинамических поверхностей и механизмов их раскрытия. Крыло и механизм раскрытия установлены автономно на разных ступенях ракеты. Механизм раскрытия выполнен в виде вращающегося кривошипа, состоящего из рычага и оси вращения, закрепленной в опорном кронштейне. Оси вращения крыла и рычага совмещены по направлению. Рычаг установлен на оси вращения рычага с возможностью вращения относительно оси и зафиксирован на ней закрепленным на рычаге пиростопором. На оси вращения рычага и на самом рычаге установлены упоры, между которыми размещена пружина сжатия. Рычаг снабжен пальцами, взаимодействующими с гнездами, размещенными в задней кромке крыла. Крыло раскрывается за свою заднюю кромку с помощью двух пальцев, установленных на рычаге. Достигается устранение изменений в динамике процесса разделения ступеней ракеты, снижение усилий при раскрытии, действующих на заднюю кромку крыла, снижение массы. 7 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к складным аэродинамическим поверхностям (крыльям, рулям, стабилизаторам) и механизмам их раскрытия, и может быть использовано в конструкции механизмов раскрытия складываемых, находящихся под обтекателем, крыльев двухступенчатых ракет.

Ракеты с раскрывающимися аэродинамическими поверхностями (крыльями, рулями, стабилизаторами) широко и давно известны (патент США №3650496, 1972 г.; патенты РФ №2243488, F42B 10/14, 2004 г.; №2284450, F42B 10/14, 2006 г.и др.). Это ракеты, стартующие либо из транспортно-пусковых контейнеров, либо со стартово-разгонных ступеней и находящиеся при разгоне под обтекателем. Наличие складываемых конструкций продиктовано уменьшением габаритов средств доставки ракет.

Наиболее близким по набору существенных признаков является техническое решение по патенту РФ №2365866, F42B 10/14, 2008 г., которое и было принято авторами за ближайший аналог.

Данное техническое решение представляет собой складной руль, шарнирно закрепленный на корпусе ракеты и жестко фиксируемый после раскрытия. Руль переводится из сложенного положения в раскрытое с помощью механизма раскрытия руля, расположенного внутри вала привода управления рулем и представляющего в данном конкретном случае пружинный толкатель. В качестве механизма раскрытия можно было бы использовать (особенно в случае больших шарнирных моментов при раскрытии) устройства с другим принципом действия, например, пиротолкатели, пневмо- и гидромеханизмы.

Указанное устройство представляет собой компактное устройство с малыми габаритными размерами и может быть признано рациональным для одноступенчатых ракет с аэродинамическими поверхностями (рулями) малой площади.

Однако для вытянутых вдоль корпуса аэродинамических поверхностей (несущих крыльев) сверхзвуковых и гиперзвуковых ракет, включающих в себя для достижения заданной скорости полета разгонные (отделяемые) ступени, данное техническое решение использовать нецелесообразно, так как такие крылья, как правило, устанавливаются не менее чем на двух значительно разнесенных по длине корпуса шарнирных опорах, а для их раскрытия (из-за большой скорости полета и значительной площади крыльев) требуются значительные усилия для преодоления больших шарнирных моментов при раскрытии. Это приводит к значительному увеличению массы (паразитной после раскрытия крыльев) размещенных на маршевой ступени механизмов раскрытия и систем, обеспечивающих их функционирование, и к уменьшению полезного объема внутри самой ракеты для размещения других систем ракеты.

Указанные недостатки устраняются тем, что механизм раскрытия крыла конструктивно отделен от шарнирно установленного на корпусе маршевой ступени ракеты крыла, размещен на разгонной (отделяемой) ступени ракеты и взаимодействует с крылом посредством двух пальцев кривошипа механизма раскрытия, утопленных в гнездах, размещенных в задней кромке крыла. Наличие двух пальцев позволяет приложить момент на поворот крыла непосредственно к кромке крыла (в двух точках) и гарантировано повернуть крыло, в том числе и составное - с вращающимся элероном (элевоном) в задней части крыла. Выполнить такую операцию с составным крылом одним пальцем (контакт с кромкой в одной точке в виде сосредоточенной в точке силы) достаточно проблематично - крыло вместо того, чтобы раскрываться, может просто сложиться по линии вращения элерона (элевона) и в конце концов сломаться.

Как следует из вышеизложенного, механизм раскрытия крыла после раскрытия последнего становится ненужным (паразитной массой) и потому отбрасывается вместе с разгонной ступенью при разделении ступеней ракеты. Однако в момент разделения ступеней пальцы кривошипа механизма раскрытия находятся в гнездах задней кромки крыла и могут быть с некоторым усилием поджаты крылом. Это усилие многократно увеличивается, если будет задействован механизм, управляющий элевоном. Кроме того задние кромки крыла могут быть скошены под произвольным углом, к оси ракеты, что автоматически приводит к несовпадению ориентации осей пальцев и соответствующих им гнезд в кромке с направлением выхода пальцев из гнезд при разделении ступеней. Все это может привести к малопредсказуемым изменениям в динамике процесса разделения ступеней, что нежелательно.

С целью устранения этого недостатка механизм раскрытия крыла дополнен механизмом отвода от кромки крыла кривошипа, состоящего из рычага и оси вращения рычага. Механизм отвода состоит из двух упоров и размещенной между ними пружины сжатия, один из упоров закреплен на рычаге, второй упор неподвижно установлен на оси вращения рычага, при этом рычаг установлен на оси вращения рычага с возможностью взаимного вращения и зафиксирован в исходном положении пиростопором, установленном на рычаге. В отведенном от кромки крыла положении рычаг устанавливается на собственный фиксатор.

Предложенное техническое решение поясняется чертежами - на фиг.1, 2 представлен общий вид крыла с механизмом раскрытия (вид сбоку на крыло и вид по направлению полета), на фиг.3 показан вид сбоку на механизм отвода в исходном положении, на фиг.6 - тот же вид на механизм отвода в конечном положении, на фиг.4, 6, 7 - сечения по отдельным элементам конструкции.

Устройство раскрываемого крыла состоит из фиксируемого в раскрытом положении (узлы фиксации условно не показаны) крыла 1, шарнирно установленного на двух опорах 2 на корпусе маршевой ступени 3 ракеты, механизма раскрытия крыла, выполненного в виде прилегающего к задней кромке 4 крыла 1 кривошипа 5, ось вращения 6 которого размещена в опорном кронштейне 7, жестко закрепленного на разгонной (отделяемой) ступени 8 ракеты, и привода 9. При этом опорный кронштейн 7 установлен так, что оси шарнирных опор 2 крыла 1 и ось вращения 6 кривошипа 5 являются составными частями единой оси 10 (оси вращения опор 2 и кривошипа 5 совмещены по направлению), а на самом кривошипе 5 жестко установлены разнесенные по его длине два пальца 11, которые в свою очередь заведены (утоплены) в гнезда 12, жестко закрепленные на задней кромке 4 крыла. В общем случае крыло 1 может быть выполнено составным и включать в себя помимо основной части 1 еще и вращающуюся по оси 13, образуемой шарнирами 14, аэродинамическую поверхность управления (элевон, элерон) 15, которая в сложенном положении крыла может слегка покачиваться на своей оси вращения 13 (из-за наличия люфтов в шарнирах).

Кривошип 5 состоит из рычага 16 и оси вращения 6 кривошипа, в которой штифтом 17 закреплен ступенчатый стержень 18. На стержне 18 в свою очередь размещен с возможностью вращения относительно стержня рычаг 16 и закреплен штифтом 19 упор 20. На рычаге 16 установлены пиростопор 21, шток 22 которого фиксирует рычаг 16 в исходном положении (рычаг подведен к кромке 4 крыла), и кронштейн 23, в котором закреплен упор 24. Между упорами 20 и 24 размещена пружина сжатия 25, а на упоре 20 установлен фиксатор 26 рычага 16 в отведенном положении. Ось вращения 6 кривошипа зафиксирована в опорном кронштейне 7 с помощью штифта 27 и качалки 28, которая в свою очередь соединена с приводом 9.

Устройство работает следующим образом.

В исходном положении (крыло сложено) рычаг 16 кривошипа 5 поджат к кромке 4 крыла 1 и удерживается в этом положении пиростопором 21, пальцы 11 кривошипа 5 при этом заведены в гнезда 12 крыла 1. При подаче управляющегося сигнала привод 9 посредством качалки 28 поворачивает кривошип 5, а вместе с ним и крыло 1 с помощью двух пальцев 11, взаимодействующих с гнездами 12 в задней кромке 4 крыла, из сложенного положения в раскрытое до фиксации крыла на своих фиксаторах. Через небольшую паузу подается сигнал на срабатывание пиростопора 21, шток 22 пиростопора втягивается внутрь пиростопора, нарушая при этом жесткую механическую связь между стержнем 18 оси вращения 6 кривошипа и рычагом 16, рычаг 16 после этого пружиной сжатия 25 отталкивается от кромки 4 крыла до его фиксации фиксатором 26, пальцы 11 кривошипа при этом выходят из своих гнезд 12 в кромке 4 крыла. С этого момента механизм раскрытия крыла больше не нужен и при разделении ступеней ракеты отбрасывается вместе с разгонной ступенью ракеты. Наличие в зацеплении с гнездами 12 крыла одновременно двух разнесенных по длине кривошипа 5 пальцев 11 позволяет раскрывать и составные крылья (с вращающимся на своей оси элероном или элевоном в задней части крыла) и ограничить действующие на заднюю кромку крыла усилия при раскрытии.

Раскрываемое крыло двухступенчатой ракеты, состоящее из фиксируемого в раскрытом положении шарнирно закрепленного на корпусе ракеты крыла и механизма раскрытия крыла с приводом, отличающееся тем, что крыло и механизм раскрытия установлены автономно на разных ступенях ракеты, механизм раскрытия выполнен в виде вращающегося кривошипа, состоящего из рычага и оси вращения рычага, закрепленной в опорном кронштейне, при этом оси вращения крыла и рычага совмещены по направлению, рычаг установлен на оси вращения рычага с возможностью вращения относительно оси и зафиксирован на ней закрепленным на рычаге пиростопором, на оси вращения рычага и на самом рычаге установлены упоры, между которыми размещена пружина сжатия, а сам рычаг снабжен пальцами, взаимодействующими с гнездами, размещенными в задней кромке крыла.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике и касается средств раскладывания консолей крыльев летательных аппаратов. .

Изобретение относится к области оборонной техники, а именно к складывающимся рулям управляемых ракет. .

Изобретение относится к средствам управления летательными аппаратами, в частности к рулевым поверхностям. .

Изобретение относится к области летательных аппаратов, в частности касается аэродинамической компоновки беспилотных летательных аппаратов. .

Изобретение относится к области ракетной техники. .

Изобретение относится к оборонной технике, в частности к конструкции малогабаритных управляемых ракет, выстреливаемых из трубчатой направляющей (контейнера), и может быть использовано в конструкциях с различными аэродинамическими схемами.

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА) со складывающимися аэродинамическими поверхностями, в частности к устройствам их фиксации в сложенном положении.

Ракета // 2375670
Изобретение относится к космонавтике и служит для плавного приземления ракеты. .

Изобретение относится к области управляемых ракет, а именно к складным рулям или стабилизаторам. .

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к складным аэродинамическим поверхностям и механизмам их раскрытия

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к складным аэродинамическим поверхностям и механизмам их раскрытия

Изобретение относится к области ракетной техники и, в частности к конструкциям складываемых аэродинамических поверхностей, находящихся под воздействием сильных аэродинамических возмущений

Изобретение относится к области наведения управляемых ракет. Способ наведения по оптическому лучу ракеты, стартующей с подвижного носителя, включает формирование на носителе лазерного луча с информационным полем управления, наведение на цель оптического прицела, ось которого съюстирована с осью информационного поля, ориентирование оси пускового устройства в направлении оси луча, пуск ракеты со сложенными аэродинамическими рулями и ввод ракеты в информационное поле, открытие на ракете приемника излучения и формирование команд управления, зависящих от положения ракеты относительно оси информационного поля, раскрытие аэродинамических рулей и их отклонение. В момент схода ракеты запоминают угловое положение оси пускового устройства относительно связанной с носителем системы координат, а также угловое положение носителя относительно земной системы координат, раскрытие рулей осуществляют с временной задержкой относительно открытия приемника излучения, в момент открытия приемника излучения совмещают ось информационного поля луча с запомненным в момент схода ракеты положением пускового устройства, а в момент времени раскрытия рулей начинают совмещение оси информационного поля лазерного луча с линией визирования цели. Технический результат заключается в повышении точности и уменьшении времени вывода ракеты на ось луча. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к авиационной и космической технике и может быть использовано в спускаемых летательных аппаратах (ЛА). Устройство управления спускаемым ЛА содержит в хвостовой части ЛА две пары, попарно симметрично расположенных в горизонтальной и вертикальной плоскостях, аналогичных аэродинамических поворачиваемых элементов, приводы вращения аэродинамических элементов (АЭ). Плоскости симметрии АЭ смещены относительно продольной плоскости ЛА. АЭ выполнены в виде части цилиндра, полученного отсечением выступающих за боковую поверхность ЛА частей. Приводы вращения АЭ расположены в одной плоскости, перпендикулярной продольной плоскости ЛА. Изобретение позволяет повысить характеристики устройства управления, обеспечить пространственное управление маневром ЛА. 3 ил.

Изобретение относится к космической, ракетной и морской технике и касается раскрытия и автоматической установки в рабочее положение несущей управляющей плоскости летательного аппарата (ЛА). Привод несущей управляющей плоскости ЛА содержит неподвижно установленный корпус, силовой цилиндр, поршень со штоком, кинематически связанный с управляющей плоскостью. Силовой цилиндр установлен в корпусе на подшипниках с возможностью вращения относительно своей продольной оси. Надпоршневая полость камеры силового цилиндра выполнена в виде газовой герметичной и негерметичной полостей, а герметичная полость под поршнем заполнена жидкостью. В негерметичной газовой полости кинематическая связь штока поршня с управляющей плоскостью выполнена в виде качалки, рычага и соединяющих их осей. Оси качалки и рычага установлены на корпусе силового цилиндра. Рычаг жестко соединен с управляющей плоскостью. Отверстие в качалке для установки оси крепления качалки со штоком поршня выполнено в виде прорези. Достигается уменьшение массы и габаритов привода несущей управляющей плоскости ЛА при выполнении им продольного и вращательного движений. 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и касается устройств управления элевонов складываемого крыла ракеты. Механизм управления элевоном состоит из размещенного на корпусе ракеты вала вращения, соединенного с элевоном, шарнирно установленным на задней кромке крыла, рычага, закрепленного на валу, и рулевой машинки, установленной в корпусе ракеты, шток которой шарнирно соединен с рычагом. Вал, расположенный в корпусе ракеты, жестко соединен с рычагом, шарнирно соединенным со штоком рулевой машинки. Один конец вала со сферической опорой, установленной в корпусе ракеты, составляет подвижное шлицевое соединение. На другом конце вала шарнирно закреплена обойма, шарнирно соединенная с поводком, жестко закрепленным на элевоне складываемого крыла. Ось шарнирного соединения поводка и обоймы совмещена с осью вращения крыла. На поводке выполнен зуб. На обойме выполнен паз, в котором размещен зуб поводка. Достигается обеспечение управления элевоном, расположенным на складываемом крыле, независимо от температурных деформаций составных частей ракеты и от технологических погрешностей при изготовлении и сборке. 4 ил.

Изобретение относится к области военной техники, в частности к управляемым артиллерийским снарядам. Стабилизатор снаряда содержит корпус, закрепленные в корпусе на осях лопасти и механизм стопорения. Механизм стопорения включает корпус, переднюю крышку, инерционный груз со сквозным отверстием, в котором установлен центральный винт, закрепленный со стороны передней крышки гайкой, и возвратные пружины, размещенные в глухих отверстиях инерционного груза враспор между инерционным грузом и шляпкой центрального винта. На переднем торце шляпки центрального винта установлена кольцевая прокладка из легкодеформируемого материала с цилиндрическими пазами на боковой поверхности, в которых расположены возвратные пружины, упирающиеся в передний торец шляпки центрального винта. Гайка выполнена с наружным диаметром, величина которого исключает прогиб крышки от воздействия силы, передающейся на гайку при ударе инерционного груза в шляпку центрального винта, и высотой, при которой опорная площадь гайки рассчитана таким образом, чтобы сила, передающаяся через гайку на крышку при ударе, не превышала предела текучести материала крышки. Повышается надежность функционирования стабилизатора при воздействии интенсивных ствольных перегрузок. 3 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники. Поворотный узел крыла летательного аппарата состоит из основания, двух консолей крыла, штифта, крепежного элемента и упорной шайбы. Между основанием и упорной шайбой установлена калибровочная шайба. Основание и упорная шайба образуют втулку, боковая поверхность которой образована цилиндрической и двумя конусообразными поверхностями. Корневые части консолей установлены одна над другой на одной оси в плоскостях, перпендикулярных вертикальной оси с возможностью поворота относительно боковой поверхности втулки в противоположные стороны. Изобретение направлено на упрощение раскладывания крыла. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и касается устройств фиксации складываемых аэродинамических поверхностей. Аэродинамический руль ракеты содержит установленную на корпусе ракеты аэродинамическую поверхность с возможностью складывания, привод управления рулем. Привод установлен в корпусе ракеты с возможностью вращения, в котором зафиксированы аэродинамическая поверхность и механизм стопорения. Механизм стопорения содержит подпружиненно-поворотную качалку, контактирующую с аэродинамической поверхностью. Аэродинамическая поверхность выполнена цельной. На одном конце качалки выполнен зуб, контактирующий с аэродинамической поверхностью. В приводе управления выполнены дугообразный паз, ограничивающий углы поворота аэродинамической поверхности, и прорезь для установки другого конца качалки. Достигается эффективная фиксация руля от поворота в сложенном положении, используя при этом минимально возможный зазор между внутренним обводом транспортно-пускового стакана и корпусом ракеты. 6 ил.
Наверх