Механизм управления элевоном

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к устройствам управления элевоном складываемого крыла ракеты. Механизм управления элевоном состоит из размещенного на корпусе ракеты вала вращения, рычага, жестко закрепленного на валу, и установленной рулевой машинки в корпусе ракеты, шток которой шарнирно соединен с рычагом. Один конец вала с возможностью осевого перемещения входит в отверстие сферической опоры. Сферическая опора установлена во втулке, имеющей возможность вращения в корпусе ракеты. 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. Технический результат заключается в улучшенном управлении элевона. 4 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к устройствам управления складываемого крыла гиперзвукового летательного аппарата ЛА и может быть использовано в конструкции механизмов управления раскрываемых крыльев.

Наличие складываемых конструкций продиктовано необходимостью уменьшения габаритов ЛА.

Наиболее близким по набору существенных признаков является техническое решение по патенту РФ №2258895 С1 (14), 2005 г., которое и было принято авторами за аналог.

Данное техническое решение представляет собой блок рулевого привода управления снаряда содержащий вал вращения, соединенный с рулем, рычаг, закрепленный на валу и рулевую машинку, установленную в корпусе снаряда, шток которой шарнирно соединен с рычагом.

Такая традиционная схема не может быть применена для управления элевоном, закрепленным на задней кромке складываемого крыла гиперзвуковой ракеты, из-за возможной значительной несоосности между осью вала вращения и осью поворота элевона, возникающей как вследствие технологии изготовления составных частей ракеты (корпус, крыло, элевон) и сборки, так и вследствие температурных деформаций корпуса ракеты и крыла, возникающих во время полета ракеты. Температурные деформации возникают из-за неравномерного нагрева (до 1500°С), а также свойств различных материалов, применяемых в конструкции.

Целью предлагаемого изобретения является обеспечение управления элевоном, расположенным на складываемом крыле, работающим при повышенных нагрузках, независимо от температурных деформаций составных частей ракеты и от технологических погрешностей, возникающих при изготовлении деталей и узлов ракеты, а также при сборке ракеты.

Указанная цель достигается тем, что механизм управления элевоном содержит рулевую машинку, шарнирно закрепленную с рычагом. Рычаг жестко закреплен на валу. Один конец вала с возможностью осевого перемещения входит в отверстие сферической опоры. Сферическая опора установлена во втулке, имеющей возможность вращения в корпусе ракеты. При воздействии повышенных нагрузок и заклинивания вала в сферической опоре втулка является дублирующим элементом вращения. С другой стороны вал шарнирно соединен с обоймой. Обойма шарнирно соединена с поводком, при этом ось шарнирного соединения поводка и обоймы совмещена с осью вращения крыла, а ось шарнирного соединения обоймы с валом расположена под 90° к оси шарнирного соединения поводка. На валу выполнен паз, а на поводке имеется зуб. После вывода ракеты на заданную траекторию раскрывается крыло и фиксируется в этом положении на корпусе ракеты, при этом в конце раскрытия крыла, зуб поводка, продвигаясь, входит в паз, выполненный на валу. После раскрытия крыла при перемещении штока рулевой машинки рычаг, вал, втулка и поводок, вращаясь совместно, поворачивают элевон. При этом температурные деформации составных частей ракеты и технологических погрешностей, а также несовмещение оси вращения поводка механизма, жестко закрепленного на элевоне, с осью вращения крыла компенсируется перемещениями вала относительно сферической опоры, угловыми перемещениями сферической опоры относительно корпуса и угловыми перемещениями обоймы относительно вала.

Предложенное техническое решение поясняется чертежами на фиг.1-4, где представлены общий вид крыла с механизмом управления, вид по направлению полета, вид против направления полета и сечения по отдельным элементам конструкции механизма управления элевоном.

Предлагаемое устройство состоит из крыла (крыло в раскрытом положении), шарнирно установленного на корпусе ракеты 2, рулевой машинки 3, закрепленной в корпусе ракеты 2, штока 4, шарнирно соединенного с рычагом 5, жестко закрепленным на валу 6. С одной стороны вал 6 составляет подвижное шлицевое соединение со сферической опорой 7, установленной во втулке 8, расположенной в корпусе ракеты 2. С другой стороны вал шарнирно соединен с обоймой 9 при помощи оси 10. Обойма 9 при помощи оси 11 шарнирно соединена с поводком 12, жестко закрепленным на элевоне 13, шарнирно установленным на задней кромке крыла 1, при этом ось А вращения крыла соосно с осью 11 вращения поводка 12. На поводке имеется зуб 14, который при раскрытии крыла входит в паз 15 вала 6.

Устройство работает следующим образом. При раскрытии крыла 1 оно фиксируется на корпусе ракеты 2. Зуб 14 поводка 12 в конце раскрытия крыла, продвигаясь, входит в паз 15 обоймы 9. При подаче управляющего сигнала рулевая машинка 3 посредством рычага 5, шарнирно соединенного со штоком 4 рулевой машинки, поворачивает вал 6 (или втулку 8 в случае заклинивания вала 6 в сферической опоре 7) совместно с обоймой 9 и с поводком 12, зуб 14, который расположен в пазе 15 обоймы 9 и управляет отклонением элевона 13. При этом возможные относительные перемещения, вызываемые неравномерным нагревом крыла 1, элевона 13 и корпуса ракеты 2, а также несоосность оси 11 вращения поводка 12 механизма, жестко закрепленного на элевоне 13 с осью вращения крыла А, компенсируется продольными перемещениями вала 6, угловыми перемещениями сферической опоры 7 относительно корпуса 2 и угловыми перемещениями обоймы 9 относительно вала 6.

Предложенная конструкция механизма позволяет компенсировать технологические несовпадения оси А вращения крыла и оси вращения поводка 12, обеспечить управления элевоном 13 складываемого крыла 1 гиперзвуковой ракеты при повышенных нагрузках.

Механизм управления элевоном, состоящий 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, отличающийся тем, что вал, расположенный в корпусе ракеты, жестко соединен с рычагом, шарнирно соединенным со штоком рулевой машинки, закрепленной в корпусе ракеты, при этом один конец вала с возможностью осевого перемещения входит в отверстие сферической опоры, установленной во втулке, размещенной в корпусе ракеты, а на другом конце вала шарнирно закреплена обойма, шарнирно соединенная с поводком, жестко закрепленным на элевоне складываемого крыла, при этом ось шарнирного соединения поводка и обоймы совмещена с осью вращения крыла, на поводке выполнен зуб, на обойме выполнен паз, в котором размещен зуб поводка.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к управляемым ракетам, размещенным в транспортно-пусковых контейнерах. Управляемая ракета в транспортно-пусковом контейнере содержит разгонный двигатель, маршевый двигатель, боевую часть, рулевой отсек и бортразъем.

Изобретение относится к области вооружений, в частности к взрывателям с оптическим датчиком цели для реактивных боеприпасов. Оптический датчик цели установлен внутри корпуса головного взрывателя.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к способам стрельбы управляемым артиллерийским снарядом. Способ стрельбы управляемым артиллерийским снарядом основан на включении на траектории реактивного двигателя только при стрельбе в диапазоне повышенных дальностей.

Изобретение относится к высокоточному управляемому ракетному оружию, в частности к управляющим блокам реактивных снарядов. Управляющий блок реактивного снаряда содержит шарнирно соединенные носовой модуль с системой управления и хвостовой модуль.

Изобретение относится к области вооружений, в частности к неконтактным взрывателям реактивных боеприпасов. Реактивный снаряд содержит корпус с взрывчатым веществом, взрыватель, источник питания, детонатор, предохранительно-взводящий механизм и оптический датчик цели.
Изобретение относится к способу поражения наземных и воздушных целей. Способ поражения цели заключается в запуске группы, состоящей из двух функционально связанных между собой ракет, запускаемых одна за другой по цели со сдвигом во времени и доставке боевого снаряжения в зону поражения цели.

Изобретение относится к области военной техники, в частности к управляемым реактивным снарядам. Управляемый реактивный снаряд включает управляющий и разгонный блоки.

Изобретение относится к области ракетостроения, в частности к аппаратуре предстартового контроля. Способ используют для проведения проверки ракеты на контрольно-испытательной станции или на технической позиции для оперативного контроля штатной ракеты и ее модификаций, а также ее составных частей, в частности головки самонаведения и инерциальной системы управления, без разборки ракеты.

Изобретение относится к области военной технике, в частности к боеприпасам, состоящим из нескольких частей. Боеприпас состоит из двух частей, стыкуемых друг с другом непосредственно перед заряжанием в ствол орудия.
Изобретение относится к вооружению и военной технике, а именно, к способам поражения целей, находящихся в труднодоступных местах или в укрытиях вне зоны прямого видения, и может быть использовано для обезвреживания живой силы противника.
Изобретение относится к боеприпасам, в частности к снарядам, невидимым для радиорадаров (стелс-снарядам). Стелс-снаряд содержит корпус, взрыватель и взрывчатое вещество. Снаряд выполнен из радиопрозрачного композитного материала и имеет заднюю (относительно направления движения) часть в виде полусферы или полуэллипсоида, или полуовала вращения. Достигается создание снаряда, невидимого для радиорадаров. 3 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к вооружению, а именно к боеприпасам. Артиллерийский снаряд содержит корпус кормового отсека (ККО) с блоком стабилизаторов и донным газогенератором, воздухозаборное устройство. Корпус кормового отсека составлен из телескопически сложенных наружной и внутренней обечаек. После вылета снаряда производят забор атмосферного воздуха для дожигания газообразной смеси, трансформируют ККО сразу после вылета снаряда из канала ствола путем выдвижения наружной обечайки для формирования ракетно-прямоточного двигателя, затем трансформируют ККО путем возвращения наружной обечайки в исходное положение и закрывают воздухозаборное устройство. Изобретение позволяет увеличить дальность полета артиллерийского снаряда. 4 ил.

Изобретение относится к военной технике, в частности к способу подрыва осколочно-фугасной боевой части (ОФБЧ). Способ подрыва ОФБЧ самонаводящегося боеприпаса с управляющим блоком (УБ) осуществляется посредством ударного воздействия бойка на головное взрывательное устройство (ВУ) мгновенного действия ОФБЧ. Боеприпас снабжен системой управления. Ударное воздействие бойка на ВУ осуществляют через дополнительно введенную в состав УБ аэродинамическую иглу (АИ), которую опирают на боек. Для осколочного подрыва ОФБЧ производят, в момент удара УБ о преграду, механическую расфиксацию и утапливание АИ и бойка в корпус УБ соосно его продольной оси вплоть до удара бойка по ВУ. Для фугасного подрыва ОФБЧ, по команде системы управления УБ, АИ жестко заклинивают в корпусе УБ. Достигается придание самонаводящимся боеприпасам нового качества ситуационного преобразования типа подрыва. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Управляемая пуля содержит отделяемый двигатель и кольцевой насадок с резьбовой втулкой, установленный на кормовой части маршевой ступени и соединенный с двигателем посредством разрезного кольца, выполненного в виде кольцевых секторов. Кольцевой насадок выполнен в виде тонкостенного переходного обтекателя, в котором размещены аэродинамические поверхности маршевой ступени и выполнен удержатель с упорными поверхностями, совмещенными с задними торцами крыльев маршевой ступени. На переднем торце отделяемого двигателя установлена резьбовая гайка, соединенная с кольцевыми секторами, на которой выполнен прямой упорный торец, обращенный к переходному обтекателю, и совмещенный с прямым упорным торцом резьбовой втулки переходного обтекателя. Кормовая часть маршевой ступени вдвинута в центральную трубку, размещенную в отделяемом двигателе. В управляемой пуле переходный обтекатель и резьбовая гайка снабжены буртиками, размещенными в ответной проточке кольцевых секторов. Улучшается демпфирование возмущений маршевой ступени управляемой пули при разделении, уменьшается аэродинамическое сопротивление пули, уменьшаются ее габариты и масса при одновременном уменьшении сложности конструкции. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области управляемого артиллерийского вооружения, в частности к управляемым артиллерийским снарядам. Управляемый артиллерийский снаряд содержит корпус, блок автоматического управления, блок рулевого привода, блок тормозных устройств, боевую часть, комбинированное взрывательное устройство, стабилизатор и донный газогенератор. Блок автоматического управления включает автопилот, блок инерциальных датчиков, приемник GPS, процессор, пассивную радиолокационную головку самонаведения с широкополосным приемником и модулем настройки частоты приемника. Блок тормозных устройств изменяет лобовое сопротивление снаряда на конечном участке траектории. Пассивная радиолокационная головка самонаведения работает по радиосигналу, излучаемому целью, и способна работать в прерывистом режиме поступления сигнала от цели. Достигается повышение точности поражения цели снарядом. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетных вооружений, в частности к рулевому приводу и способу управления полетом управляемого снаряда. Рулевой привод управляемого снаряда содержит корпус, основание, фильтр, воздухозаборник, электромагнитные клапаны и пневмоцилиндры рулевых машин. Основание разделяет полости снаряда на полость высокого давления и на полость низкого давления. Пневмоцилиндры закреплены за концы штоков к корпусу снаряда взаимно перпендикулярно в плоскостях стабилизации в полости низкого давления. Корпуса пневмоцилиндров имеют возможность совершать возвратно-поступательное движение на штоках. Электромагнитные клапаны, установленные в воздухозаборнике за фильтром, постоянно открытого типа. Электромагнитные клапаны, установленные на штоках пневмоцилиндров, постоянно закрытого типа и попарно соединены трубопроводами. Способ управления полетом управляемого снаряда заключается в изменении положения центра масс снаряда путем перемещения подвижных грузов, размещенных в двух взаимно перпендикулярных плоскостях внутри корпуса снаряда. Достигается упрощение конструкции управляемого снаряда. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к области военной техники, а именно к устройству формирования времени вскрытия или отделения головной части реактивного снаряда. Устройство формирования времени вскрытия или отделения головной части реактивного снаряда содержит исполнительный механизм вскрытия или отделения головной части и приемник сигналов ГЛОНАСС или других систем спутниковой навигации с возможностью предстартовой установки в нем координат точки отделения или вскрытия головной части. Приемник сигналов ГЛОНАСС или других систем спутниковой навигации снабжен блоком вычитания текущих координат снаряда из установленных координат точки отделения или вскрытия головной части. Выход блока вычитания содержит формирователь разностного сигнала с пороговым элементом, электрически связанным с исполнительным механизмом отделения. Условие срабатывания порогового элемента определено соотношением |Δx|≤ε, где |Δx| - модуль величины разностного сигнала; ε - предельная погрешность определения текущих координат снаряда приемником сигналов ГЛОНАСС или других систем спутниковой навигации. Достигается повышение эффективности стрельбы реактивными снарядами.

Изобретение относится к вооружению, в частности к способам поражения подводных целей. Способ поражения подводных целей заключается в доставке к району расположения цели отделяемой боевой части подводного действия и одного радиогидроакустического буя, посредством ракеты с использованием разгонного устройства, отделении боевой части на конечном участке траектории полета и ее задействовании после приводнения. Перед отделением боевой части подводного действия осуществляют отделение одного радиогидроакустического буя и после его приводнения, посредством размещенной на ракете аппаратуры, обеспечивают прием по радиоканалу информации от радиогидроакустического буя о местонахождении цели. По полученной информации корректируют точку приводнения боевой части подводного действия. Для доставки отделяемой боевой части подводного действия и одного радиогидроакустического буя к району расположения цели используют крылатую ракету. Ракета снабжена маршевой силовой установкой с воздушно-реактивным двигателем. Скорость разгона ракеты на начальном участке траектории ограничивают величиной, достаточной для создания поддерживающей полет аэродинамической подъемной силы и запуска маршевого двигателя, после чего обеспечивают ее отделение от разгонного устройства, запуск маршевого двигателя и дальнейший полет к району расположения цели в атмосфере. Достигается уменьшение массы устройства поражения подводных целей. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и касается крылатой ракеты (КР) со стартово-разгонной ступенью (СРС) и маршевой силовой установкой (МСУ) со сверхзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (СПВРД). КР содержит маршевую ступень (МС) с лобовым воздухозаборником с центральным телом, СПВРД, СРС. СПВРД содержит конический диффузор, топливные коллекторы, стабилизаторы горения, КС, состыкованную с коническим диффузором, сверхзвуковое сопло, находящееся на выходе из КС, и систему регулирования. СРС с реактивным двигателем размещена в КС двигателя МС и воздушном канале с возможностью отстыковки и выброса. Топливные коллекторы и стабилизаторы горения МСУ выполнены складывающимися и закреплены на коническом диффузоре, расположенном на входе в КС. Корпус сопла выполнен из двух состыкованных цилиндрической и ожевальной оболочек. При этом площадь критического сечения сопла регулируется с помощью гидропривода сопла. Достигается уменьшение массы и габаритов КР, повышение тягово-экономических характеристик МС в полете. 5 ил.

Изобретение относится к способам поражения подводных целей. Способ поражения подводных целей заключается в доставке отделяемой боевой части подводного действия к району расположения цели, отделении боевой части на конечном участке траектории полета и ее задействовании после приводнения. Отделяемая боевая часть доставляется первой ракетой. Перед доставкой боевой части к району расположения цели доставляют один радиогидроакустический буй. Буй доставляется второй ракетой. После приводнения буя при приближении к району местонахождения цели первой ракеты посредством размещенной на ней аппаратуры обеспечивают прием информации от буя о местонахождении цели и корректируют точку приводнения боевой части. Для доставки боевой части и буя к району расположения цели используют крылатые ракеты. Крылатая ракета снабжена маршевой силовой установкой с воздушно-реактивным двигателем. Скорость разгона каждой ракеты разгонным устройством на начальном участке траектории ограничивают величиной, достаточной для создания поддерживающей полет аэродинамической подъемной силы и запуска маршевого двигателя, после чего обеспечивают ее отделение от разгонного устройства, запуск маршевого двигателя и дальнейший полет к району расположения цели в атмосфере. Коррекцию точки приводнения боевой части осуществляют за счет коррекции траектории полета первой ракеты по уточненным координатам цели и отделения боевой части ближе к цели. Достигается уменьшение массы ракетного комплекса. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к устройствам управления элевоном складываемого крыла ракеты. Механизм управления элевоном состоит из размещенного на корпусе ракеты вала вращения, рычага, жестко закрепленного на валу, и установленной рулевой машинки в корпусе ракеты, шток которой шарнирно соединен с рычагом. Один конец вала с возможностью осевого перемещения входит в отверстие сферической опоры. Сферическая опора установлена во втулке, имеющей возможность вращения в корпусе ракеты. 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. Технический результат заключается в улучшенном управлении элевона. 4 ил.

Наверх