Складной аэродинамический руль



Складной аэродинамический руль
Складной аэродинамический руль
Складной аэродинамический руль
Складной аэродинамический руль
Складной аэродинамический руль
Складной аэродинамический руль
Складной аэродинамический руль

 


Владельцы патента RU 2535789:

Открытое акционерное общество "Долгопрудненское научно-производственное предприятие" (RU)

Изобретение относится к области управляемых ракет, а именно к складным аэродинамическим рулям беспилотных летательных аппаратов. Складной аэродинамический руль беспилотного летательного аппарата состоит из корневой части, складывающейся части, подпружиненных стопоров и оси складывания с пружиной. Складывающаяся часть руля содержит консоль с выполненным отверстием. На концах консоли внутренняя поверхность выполнена в виде конусов, а торцы консоли имеют направляющие фаски. Достигается оптимизация габаритных характеристик аэродинамических рулей в сложенном положении при обеспечении усилия раскладывания в условиях мощного набегающего потока и повышение надежности. 3 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

Изобретение относится к складным аэродинамическим рулям беспилотных летательных аппаратов.

Такого рода аэродинамические рули обычно применяются в ракетах при их размещении в транспортно-пусковых контейнерах.

Известны устройства складных рулей, поворачивающихся вокруг оси параллельно оси ракеты, которые представлены патентами RU №2365866, RU №2458316 и RU №2453799.

Известно также устройство складного аэродинамического руля, представленное патентом RU №2280230. Это устройство наиболее близко по технической сущности к предлагаемому изобретению и выбрано в качестве прототипа. Согласно указанному патенту аэродинамический орган содержит руль, цапфу, ось складывания, пружины, фиксаторы, при этом в руле выполнен паз, в котором установлена цапфа с осью. В руле и цапфе симметрично по обе стороны от продольной оси руля размещены подпружиненные фиксаторы с конической частью на конце и ось складывания с пружиной, при этом пружина оси складывания одним концом соединена с рулем, а другим - с цапфой.

Недостатком данной конструкции является невысокая жесткость руля и довольно развитая корневая часть руля, что влечет за собой ухудшение аэродинамических характеристик ракеты. Технической задачей изобретения является создание компактной и надежной конструкции руля.

Техническим результатом является повышение жесткости руля и уменьшение поперечных габаритов в корневой части руля.

Задачей предлагаемого изобретения является достижение оптимальных габаритных характеристик аэродинамического руля в сложенном положении при обеспечении усилия раскладывания, достаточного для раскладывания аэродинамического руля в условиях мощного набегающего потока и повышение надежности работы устройства.

Задача решается за счет того, что складной аэродинамический руль беспилотного летательного аппарата состоит из неподвижной (корневой) части, складывающейся части, устройства фиксации, содержащего подпружиненные стопора, расположенные в корневой части руля, параллельные оси складывания руля, а также пружины раскладывания, расположенной на оси вращения параллельно продольной оси ракеты. Стопора и ось вращения расположены в вертикальной плоскости руля. В сложенном положении стопора в отверстиях корневой части руля запирает подпружиненный упор, расположенный в пазу корневой части руля.

Конструкция аэродинамического руля представлена следующими чертежами:

Фиг.1 - общий вид руля;

Фиг.2 - вид спереди;

Фиг.3 - руль в раскрытом положении;

Фиг.4 - отверстия для установки оси и стопоров;

Фиг.5 - руль в сложенном положении (вид сбоку);

Фиг.6 - направляющие фаски;

Фиг.7 - руль в сложенном положении.

Аэродинамический руль состоит из корневой части 1 (Фиг.1) и складывающийся части 2. Корневая часть 1 руля представляет собой цилиндрическую поверхность 3 (Фиг.2), переходящую в систему кронштейнов 4 (Фиг.3) для крепления деталей механизма стопорения, фиксации, оси 11 вращения. Цилиндрическая поверхность 3 является валом приводов, передающим вращательное движение рулю для управления ракетой. В кронштейнах 4 корневой части 1 руля выполнены отверстия для крепления законцовки 5 и прижима 6, в полости которых расположены пружины 7 и стопора 8 с конической частью на конце. В кронштейнах 4, расположенных перпендикулярно цилиндрической поверхности 3 руля, выполнены соосные отверстия 9, 10 (Фиг.4) для размещения стопоров 8 и оси 11 вращения руля. В пазу 18 (Фиг.7) расположен подпружиненный пружиной 12 упор 13, служащий для запора стопоров 8 в отверстиях 9 при сложенном положении руля.

Складывающаяся часть 2 руля представляет собой коническую поверхность, переходящую в элемент консоли 14 (Фиг.5), в которой выполнено отверстие для стыковки с корневой частью 1 руля при помощи оси 11 вращения. Также в консоли 14 выполнено отверстие 19 для фиксации стопоров 8 при раскладывании руля. Раскладывания руля происходит за счет раскручивания взведенной пружины 15, передающей вращательное движение от корневой части 1 руля к складывающейся части 2 и расположенной на оси вращения 11.

Раскрытие аэродинамического руля происходит следующим образом.

При выходе ракеты из контейнера складывающаяся часть 2 руля больше не удерживается от разворота внутренней поверхностью транспортно-пускового контейнера и под действием пружины 15 складывающаяся часть 2 начинает разворачиваться вокруг оси 11 вращения. Складывающаяся часть 2 своей консолью 14 во время движения воздействует на упор 13 и складывает его в паз 18 корневой части 1 руля относительно оси 16 (Фиг.7) вращения упора 13. Упор 13, складываясь (Фиг.3), освобождает стопора 8, которые под действием усилия пружин 7 начинают движение навстречу друг к другу, попадая в направляющие фаски 17 (Фиг.6), выполненные на торцевых поверхностях консоли 14, и своими коническими поверхностями проходят в отверстие 19 консоли 14, тем самым фиксируя аэродинамический руль в раскрытом положении. Направляющие фаски 17 в консоли 14 являются дополнительным элементом конструкции, увеличивающим скорость раскрытия аэродинамического руля, за счет усилия пружин 7 воздействующие на стопора 8, передающие на наклонную поверхность фаски 17 при стопорении в отверстие консоли 14.

Предложенный вариант обеспечивает стабильную и жесткую фиксацию складывающейся части руля в раскрытом положении, характеризуется малыми размерами и лучшими аэродинамическими характеристиками.

Данная конструкция прошла лабораторно-стендовые и летные испытания в составе зенитной управляемой ракеты, обеспечив минимальное время раскрытия руля.

1. Складной аэродинамический руль беспилотного летательного аппарата, состоящий из корневой части, складывающейся части, подпружиненных стопоров и оси складывания с пружиной, отличающийся тем, что имеет консоль в складывающейся части руля с выполненным отверстием, на концах которой внутренняя поверхность выполнена в виде конусов, а торцы консоли имеют направляющие фаски.

2. Складной аэродинамический руль беспилотного летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что механизм стопорения расположен в вертикальной плоскости руля и не выходит за пределы габаритов руля.

3. Складной аэродинамический руль беспилотного летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что фиксация происходит за счет воздействия консоли на упор, который освобождает стопора, складываясь в паз, и те, в свою очередь, под действием пружин входят в отверстие консоли, тем самым фиксируя руль в раскрытом положении.

4. Складной аэродинамический руль беспилотного летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что пружина с осью вращения руля расположены в вертикальной плоскости и не выходят за габариты руля, что улучшает аэродинамические характеристики.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится ракетной технике, а именно к устройствам стабилизации движения ракеты. Устройство стабилизации движения ракеты при подводном старте содержит шарнирно закрепленные с корпусом стартово-разгонной ступени решетчатые стабилизаторы, кронштейн, двухпозиционный привод раскрытия, складывания и фиксации (ДППРСФ), электрические разъемы для соединения с системой управления ракетой.

Предлагаемое изобретение относится к оборонной технике, а более конкретно к комплексам вооружения. Комплекс вооружения содержит пулю со стабилизатором, размещенную в пусковой трубе.

Изобретение относится к области оборонной техники, а именно, к складывающимся рулям или стабилизаторам управляемых ракет. Складной руль управляемой ракеты содержит закрепленную на выходном валу привода корневую часть руля, поворотную часть руля, установленную на двух полуосях, размещенных в корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него, и механизм раскрытия руля.

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.

Изобретение относится к области авиационной техники. Поворотный узел крыла летательного аппарата состоит из основания, двух консолей крыла, штифта, крепежного элемента и упорной шайбы.

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.

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.

Изобретение относится к космической, ракетной и морской технике и касается раскрытия и автоматической установки в рабочее положение несущей управляющей плоскости летательного аппарата (ЛА).

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).

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.

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.

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).

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к тактическим управляемым ракетам, используемым в условиях жестких габаритных ограничений. .

Ракета // 2412087
Изобретение относится к космонавтике и предназначено для полета в космосе. .

Ракета // 2407679
Изобретение относится к космической промышленности и служит для полета в космосе. .

Ракета // 2407664
Изобретение относится к космонавтике. .

Изобретение относится к средствам управления артиллерийскими снарядами, в частности к их стабилизаторам. .

Изобретение относится к области военной техники, в частности к управляемым артиллерийским снарядам. .

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к аэродинамическим стабилизаторам, и может быть использовано при разработке реактивных снарядов систем залпового огня.

Изобретение относится к области военной техники и может быть использовано при разработке вращающихся ракет реактивных систем залпового огня. .

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.
Наверх