Устройство стибализации ракеты

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в устройствах стабилизации. Устройство стабилизации ракеты содержит органы управления в виде четырех пар кинематически связанных между собой и натянутой тандерами парой ленточных тяг с роликами аэродинамических и газовых рулей с валами с пазом под втулку, кольцевой проточкой с тросом, пропущенным через ролики, качалку, шарнирно соединенную с парой ленточных тяг. Изобретение позволяет уменьшить габариты устройства. 4 ил.

 

Предложенное изобретение относится к области ракетной техники, а более конкретно к устройствам стабилизации ракеты.

Наиболее близким по набору существенных признаков является техническое решение по патенту РФ №2315261, F42B 15/00, F42B 10/62, 2006 г., которое и было принято авторами за аналог.

Данное техническое решение представляет собой устройство стабилизации авиационной крылатой ракеты, содержащее органы управления в виде четырех пар кинематически связанных между собой аэродинамических и газовых рулей. Каждая пара рулей устройства стабилизации размещена в плоскостях установки аэродинамических рулей ракеты и связана с соответствующим приводом руля ракеты посредством тяг управления и механизма управления рулями устройства стабилизации.

К недостаткам данного устройства следует отнести то, что расположение тяг на корпусе ракеты зависит от размеров мест крепления тяг с аэродинамическими и газовыми рулями. Оттого, какой диаметр будет у валов аэродинамических и газовых рулей, будет зависеть расположение тяг, а также размеры гаргротов, которые закрывают тяги. Следовательно, увеличения габаритов валов приводит к увеличению габаритов всей системы стабилизации ракетой.

Целью предлагаемого изобретения является уменьшение пространственного объема, занимаемого тягами устройства стабилизации ракеты.

Указанная цель достигается тем, что устройство стабилизации ракеты представлено в виде четырех пар кинематически связанных между собой парой ленточных тяг аэродинамических и газовых рулей. На валу аэродинамического руля каждой кинематической пары выполнены паз и кольцевая проточка с размещенным в ней тросом. На тросе жестко закреплена втулка, которая расположена в пазу. Трос жестко соединен с одним концом пары ленточных тяг, при этом другой конец пары ленточных тяг, которые натянуты тандерами, шарнирно соединен с качалкой, жестко соединенной с газовым рулем. Каждая кинематическая пара снабжена роликами, расположенными друг от друга на расстоянии меньше диаметра вала, установленными на осях, жестко закрепленных на корпусе ракеты, при этом трос пропущен через ролики.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1-3 изображен общий вид ЛА и сечения по отдельным элементам.

На фиг. 1-3 указаны позиции в следующем порядке:

1 - корпус ракеты;

2 - аэродинамический руль;

3 - газовый руль;

4 - ленточная тяга;

5 - качалка;

6 - вал;

7 - проточка;

8 - трос;

9 - паз;

10 - втулка;

11 - ролик;

12 - ось;

13 - тандер.

Устройство стабилизации ракеты состоит из четырех пар кинематически связанных между собой аэродинамического руля 2 и газового руля 3. На валу 6 аэродинамического руля 2 выполнены паз 9 и кольцевая проточка 7 с размещенным в ней тросом 8. На тросе 8 жестко закреплена втулка 10, которая расположена в пазу 9. Трос 8 жестко соединен с одним концом пары ленточных тяг 4, которые натянуты тандерами 13, при этом другой конец пары ленточных тяг 4 шарнирно соединен с качалкой 5, жестко соединенной с газовым рулем 3. Каждая кинематическая пара снабжена роликами 11, расположенными на расстоянии меньше диаметра вала 6 друг от друга и установленными на осях 12, жестко закрепленных на корпусе ракеты 1.

Устройство работает следующим образом.

При передаче управляющего воздействия на аэродинамические рули 4 происходит его поворот, при этом происходит перемещение троса 8 с ленточными тягами 4, которые, в свою очередь, поворачивают качалку 5 вместе с газовым рулем 3. Трос 8, сходящий с вала 6 по касательной, занимая при этом достаточно пространственного объема, мешает установке крышек жалюзи изделия (не показаны), т.е. проходят по месту установки последних. Поэтому с целью уменьшения занимаемого объема тросом 8, переходящего в ленточные тяги 4, устройство снабжено роликами 11, через которые проходит трос 8. Для избегания провисания тяг при передаче управляющего момента ленточные тяги при помощи тандеров 13 натягиваются с определенным усилием.

Предложенное техническое решение позволяет реализовать конструкцию устройства стабилизации ракеты с уменьшенными габаритными характеристиками.

Устройство стабилизации ракеты, содержащее органы управления, выполненные в виде четырех пар кинематически связанных между собой парой ленточных тяг аэродинамических и газовых рулей, отличающееся тем, что на валу аэродинамического руля каждой кинематической пары выполнена кольцевая проточка с размещенным в ней тросом, жестко соединенным с одним концом пары ленточных тяг, которые натянуты тандерами, и паз под втулку, которая жестко закреплена на тросе, при этом другой конец пары ленточных тяг шарнирно соединен с качалкой, жестко соединенной с газовым рулем, каждая кинематическая пара снабжена роликами, расположенными друг от друга на расстоянии меньше диаметра вала, установленными на осях, жестко закрепленных на корпусе ракеты, при этом трос пропущен через ролики.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике. Складная рулевая поверхность авиационного средства поражения с пружинным механизмом раскладывания содержит основание, выполненное из двух симметричных половин, скрепленных крепежными элементами, складную консоль и пружину растяжения, установленные в основании.

Изобретение относится к устройствам управления аэродинамическими поверхностями сверхзвуковой ракеты. Блок рулевого привода состоит из вала, установленного в корпус с возможностью поворота, аэродинамической поверхности, жестко закрепленной на валу, рулевого агрегата, колец, жестко скрепляемых между собой и устанавливаемых в корпус ракеты, роликов и сепараторов.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к управляемым ракетам. Управляемая ракета содержит корпус с симметрично размещенными на нем основными органами управления - аэродинамическими поверхностями и рулями, а также гаргрот.

Изобретение относится к конструктивным и аэродинамическим элементам летательных аппаратов (ЛА), в частности к элементам выполнения аэродинамических поверхностей ЛА для осуществления стабилизации малогабаритных ЛА в плоскости траектории и управления малогабаритными ЛА при полете по баллистической траектории.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к устройствам стабилизации авиационных крылатых ракет на начальном этапе автономного полета. .

Изобретение относится к оборонной технике, к управляемым снарядам. .

Изобретение относится к области ракетостроения. .

Изобретение относится к области беспилотных летательных аппаратов и может быть использовано при разработке приводов аэродинамических рулей. .

Изобретение относится к ракетной технике и может найти применение в устройствах управления аэродинамическими поверхностями летательного аппарата или других высоконагруженных агрегатах в машиностроении. Блок рулевого привода ракеты состоит из аэродинамической поверхности, вала, соединенного с аэродинамической поверхностью с возможностью поворота, рычага, жестко установленного на валу, рулевого агрегата, шарнирно соединенного с рычагом и закрепленного в корпусе ракеты, где вал установлен на роликах в сепараторах и разъемной обойме, жестко закрепленной в корпусе ракеты, а каждый последующий ролик расположен перпендикулярно предыдущему. При этом механизм поворота выполнен в виде двухрядного подшипника, один ряд которого, расположенный к аэродинамической поверхности, состоит из конических роликов, размещенных в сепараторах с тепловым зазором, соответствующим требованиям по герметизации блока, а второй ряд, расположенный к рычагу, содержит игольчатые ролики, имеющие свободу осевого перемещения, в 2-3 раза превышающую осевой люфт первого ряда роликов. Каждый ряд роликов заполнен порошковой смесью графита с дисульфидом молибдена. Технический результат заключается в создании простого надежного блока рулевого привода ракеты, работающего при больших аэродинамических нагрузках, высокой окружающей температуре с обеспечением требований по герметичности привода. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к устройствам стабилизации ракеты. Содержит пару кинематически связанных между собой при помощи установленных на корпусе ракеты тяг и механизм управления аэродинамического и газового рулей. Последний содержит основание и механизм компенсации, который выполнен в виде двух пар одинаковых тяг, шарнирно соединенных между собой при помощи переходного элемента. Первая пара тяг шарнирно соединена с тягами, проведенными от аэродинамического руля, при помощи качалки, шарнирно соединенной с основанием. Вторая пара шарнирно соединена с качалкой, которая жестко соединена с газовым рулем. Длины переходного элемента и обеих качалок равны. Расстояние между качалками в начальном положении меньше суммы длин тяги из первой пары и тяги из второй пары на величину компенсируемых перемещений. При этом один конец основания жестко закреплен на корпусе ракеты в районе аэродинамического руля, а другой конец с качалкой установлен с возможностью продольного перемещения. Позволяет использовать устройства стабилизации на ракетах с большим расстоянием между аэродинамическими и газовыми рулями, уменьшить габариты и массу ракеты, снизить расходы на ее изготовление. 2 ил.

Предложенное изобретение относится к области ракетной техники, а более конкретно к устройствам разъединения тяг, относящихся к разным, разделяемым между собой ступенями. Устройство разделения ступеней двухступенчатой ракеты выполнено в виде установленного на корпусе ракеты с возможностью разъединения двух звеньев (в момент разделения ступеней ракеты) механизма управления рулями. Одно звено кинематически связано с валом аэродинамического руля, который размещен на маршевой ступени ракеты. Другое звено связано с газовым рулем, который размещен на стартовой ступени. Звено, связанное с валом аэродинамического руля, содержит качалку, шарнирно установленную на маршевой ступени, на концах которой выполнены два паза. Один паз предназначен для размещения пальца, жестко закрепленного на рычаге вала аэродинамического руля. Другой паз предназначен для размещения пальца, жестко закрепленного на шарнирно установленной на стартовой ступени качалке звена, связанного с газовым рулем. При этом концы качалки шарнирно соединены с парой тяг, шарнирно соединенных с качалкой газового руля. Упрощает конструкцию устройства разделения ступеней двухступенчатой ракеты с возможностью разъединения звеньев механизма управления рулями. 2 ил.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к области малогабаритных управляемых снарядов, преимущественно с дозвуковыми и трансзвуковыми скоростями полета, и может быть использовано в конструкциях с различными аэродинамическими схемами. Управляемый снаряд, выполненный по аэродинамической схеме «утка», содержит цилиндрический корпус и головную часть с обтекателем, блок рулевого привода и аэродинамические органы управления. Аэродинамические органы управления выполнены из руля, консоли которого установлены на боковой поверхности обтекателя головной части, и пилонов, жестко закрепленных на корпусе перед консолями руля в одной плоскости. Консоли руля и пилонов выполнены из плоских пластин с бортовыми хордами, установленными на боковой поверхности под углом 5-15 градусов к продольной оси снаряда. Руль выполнен с переменным по размаху углом стреловидности по передней кромке - 0 градусов от корневой хорды до 0,30-0,40 размаха консоли руля, далее с углом стреловидности 55-65 градусов до полного размаха консоли руля. Размах консоли пилона выполнен с соотношением 0,30-0,40 размаха консоли руля. Бортовая хорда пилона выполнена с соотношением 0,40-0,50 к длине бортовой хорды руля, а величина зазора между передней кромкой руля и задней пилона составляет 0,05-0,15 длины бортовой хорды консоли руля. Изобретение повышает эффективность управления снаряда, динамические и баллистические характеристики, увеличивает дальность полёта снарядов. 4 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в устройствах стабилизации. Устройство стабилизации ракеты содержит органы управления в виде четырех пар кинематически связанных между собой и натянутой тандерами парой ленточных тяг с роликами аэродинамических и газовых рулей с валами с пазом под втулку, кольцевой проточкой с тросом, пропущенным через ролики, качалку, шарнирно соединенную с парой ленточных тяг. Изобретение позволяет уменьшить габариты устройства. 4 ил.

Наверх