Привод рулевой



Привод рулевой
Привод рулевой
Привод рулевой
Привод рулевой
Привод рулевой

 


Владельцы патента RU 2591005:

Открытое акционерное общество "Государственный ракетный центр имени академика В.П. Макеева" (RU)

Изобретение относится к рулевым приводам многоступенчатых ракет. Привод рулевой содержит рулевые машины, систему питания рулевых машин, узлы развязки, кронштейны для закрепления рулевых машин к днищу ракеты. Узлы развязки закреплены к соплу двигателя. Сопло с помощью опор зафиксировано относительно корпуса ракеты. Узел развязки состоит из корпуса, качалки, фиксатора, пружины, опорной оси. Техническим результатом изобретения является повышение точности фиксации рулевых машин в нулевом положении и повышение жесткости в передаче системы рулевая машина - сопло двигателя. 4 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в приводах рулевых ракет с жидкостным ракетным двигателем для второй и верхних ступеней, у которых двигатель и привод рулевой размещены в баке с компонентом топлива предыдущей ступени.

Известен привод рулевой второй ступени, который размещен в баке окислителя первой ступени. См. «Морские стратегические ракетные комплексы», стр. 101. Издательство ООО «Военный Парад» - ОАО «ГРЦ Макеева», 2011 год, Москва. Этот привод рулевой ампулизированный, так как находится в агрессивной среде. Все стыки рулевых машин с системой питания выполнены неразъемными, сварными. Электрические кабели к рулевым машинам подведены в металлических трубах, а трубы приварены к элементам конструкции. Рулевые машины хвостовиками закреплены шарнирно к днищу корпуса ракеты, а штоками закреплены к качалкам узлов развязки через шарнирные подшипники. Корпуса узлов развязки закреплены к соплу двигателя. Жидкостной ракетный двигатель установлен на карданном подвесе, который закреплен на днище. Узел развязки представляет из себя корпус с пазом, в пазу на оси установлена качалка. Качалка выполнена в виде двухплечевого рычага с отверстиями, а на корпусе узла развязки установлена соосно с отверстием на качалке опорная ось, при этом диаметр отверстия на качалке выполнен больше диаметра оси на расчетный угол качания. На наружном периметре качалки выполнены профилированные выемки, а на корпусе узла развязки перпендикулярно к качалке установлены подпружиненные храповики, прижатые к качалке. При отклонении качалки на заданный расчетный угол или на опорную ось храповик входит в профилированную поверхность на качалке и заклинивает качалку относительно корпуса узла развязки, тем самым обеспечивается жесткая кинематическая связь между штоком рулевой машины и соплом двигателя.

Недостатками прототипа является:

1. Большой угол холостого отклонения качалки для обеспечения жесткой механической связи между штоком рулевой машины и соплом двигателя, что снижает точность установки нулевого положения рулевой машины.

2. В зацеплении храповика с качалкой возникают большие удельные давления ввиду линейного контакта храповика с качалкой. Это обусловлено особенностью конструкции храпового механизма.

Несмотря на указанные недостатки, вышеописанный привод рулевой принят в качестве прототипа.

Задачей, на решение которой направлено изобретение, является достижение технического эффекта за счет уменьшения холостого угла отклонения качалки до фиксации с храповиком и уменьшение удельного давления в месте контакта храповика с качалкой. Этот технический эффект достигается тем, что на корпусе узла развязки перпендикулярно к качалке установлен подпружиненный фиксатор, который при отклонении качалки на опорную ось входит в отверстие на качалке, выполненное соосно с отверстием на корпусе, обеспечивая жесткую кинематическую связь между штоком рулевой машины и соплом двигателя ракеты.

Сущность изобретения поясняется графическими материалами.

На фиг. 1 представлен привод рулевой в составе отсека ракеты. Привод рулевой состоит из рулевых машин 1, системы питания рулевых машин 2, узлов развязки 3, кронштейнов 4, закрепленных на днище 15. На фиг. 2 и 3 показан узел развязки 3, который состоит из корпуса 5, качалки 6, фиксатора 7, пружины 8, оси 9, опорной оси 10, кожуха 11. Корпус 5 узла развязки 3 закреплен к соплу 12 двигателя, а качалка 6 соединена со штоком рулевой машины 1 с помощью шарнирных подшипников. На фиг. 3 показан узел развязки 3, в положении, когда фиксатор 7 оперт на качалку 6. При этом качалка 6 может поворачиваться относительно оси 9 на расчетный рабочий угол, не опираясь на опорную ось 10. На фиг. 4 показан узел развязки 3 в положении, когда качалка повернута на опорную ось 10 и фиксатор 7 под действием пружины 8 вошел в отверстие на качалке 6. При этом фиксатор 7 соединяет качалку 6 с корпусом 5, обеспечивая жесткую кинематическую связь между штоком рулевой машины и соплом двигателя ракеты.

Предлагаемый привод рулевой работает следующим образом. При хранении, транспортировке и перегрузках ракеты узлы развязки 3 на рулевом приводе находятся в положении, как показано на фиг. 3. Жесткая кинематическая связь между рулевой машиной 1 и соплом 12 двигателя отсутствует, при этом мембрана и шток рулевой машины 1 не нагружаются. Силы, нагружающие шток и мембрану рулевой машины 1, могли бы возникнуть при перегрузках ракеты, когда появляется прогиб корпуса ракеты, а сопло 12 двигателя закреплено к корпусу ракеты 14 опорами 13. Все возникающие перемещения сопла 12 компенсируются узлом развязки 3, так как фиксатор 7 оперт на качалку 6, которая может свободно поворачиваться в пределах заданного расчетного угла.

При работе рулевого привода, когда происходит разделение ступеней и запускается двигатель, рабочая жидкость от турбонасосного агрегата двигателя ракеты под давлением поступает в систему питания рулевых машин 2. Далее рабочая жидкость поступает на вход рулевых машин 1. Шток рулевой машины 1 по команде от системы управления ракеты выдвигается. При этом разрушается мембрана ампулизации на рулевой машине 1, а качалка 6 поворачивается относительно оси 9 до упора на опорную ось 10 и фиксатор 7 под действием пружины 8 входит в отверстие качалки 6, как показано на фиг. 4. Происходит соединение качалки 6 с корпусом 5 узла развязки и обеспечивается жесткая кинематическая связь между штоком рулевой машины и соплом двигателя ракеты.

Техническим результатом предлагаемого изобретения является улучшение точности фиксации рулевых машин в нулевом положении и повышение жесткости в передаче системы рулевая машина-сопло двигателя.

Привод рулевой для управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя, содержащий систему питания рулевых машин, ампулизированные рулевые машины, кронштейны для закрепления элементов рулевого привода, при этом между камерой сгорания двигателя ракеты и рулевой машиной установлен узел развязки, который выполнен в виде корпуса с пазом, внутри паза на одной оси закреплена качалка, другая опорная ось на корпусе закреплена неподвижно и качалка относительно опорной оси может качаться в пределах зазора между осью и отверстием на качалке, выполненным больше диаметра оси, обеспечивающим ее расчетный угол качания, отличающийся тем, что на кронштейне ближе к наружному периметру качалки, перпендикулярно к качалке установлен подпружиненный фиксатор, который при отклонении качалки на опорную ось входит в отверстие на качалке, выполненное соосно с отверстием на кронштейне, обеспечивая жесткую кинематическую связь между штоком рулевой машины и соплом двигателя ракеты.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для снижения площадей районов падения отделяющихся частей (ОЧ) ракет космического назначения (РКН).

Группа изобретений относится к области ракетной техники. Способ отделения маршевой ступени ЛА включает механическое удержание в разомкнутом состоянии цепи запуска электровоспламенителя механизма разделения ступеней при пуске ЛА на стартовом участке траектории полета.

Изобретение относится к ракетной технике и представляет собой ракетную часть со стабилизирующим устройством реактивного снаряда. Корпус ракетной части перед стабилизирующим устройством выполнен с коническим кольцевым уступом, при этом больший диаметр корпуса расположен под наружным кольцом.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в крылатых ракетах. Противокорабельная крылатая ракета, имеющая в поперечном сечении эллиптическую или овальную форму, содержит корпус цилиндрической формы с каналом внутри, крыло, конфузор в форме эллипсоида вращения или параболоида вращения, расширяюще-сужающуюся полость, диффузор, скругление, цилиндрическую часть, реактивный двигатель, воздушный винт, излучатель радиолокационного излучения, приемник радиолокационного излучения, пилоны.

Изобретение относится к гиперзвуковым крылатым ракетам (ГПКР), оснащенным гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ГПВРД). ГПКР содержит маршевую ступень с конструкцией, построенной на основе двух модулей.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к переносным тактическим боеприпасам. Переносной тактический боеприпас содержит корпус, кумулятивный боевой элемент, источник питания, координатор цели.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при полете ракет. Подают распыленное рабочее тело через форсунки и нагреватель в теплообменную камеру без доступа кислорода под действием поршня и сил инерции, придают основной импульс ракете от разогретого рабочего тела, выходящего из сопла, придают дополнительный импульс ракете за счет воспламенения и сгорания поступившего из сопла рабочего тела в обойме, установленной на стабилизаторах ракеты.

Группа изобретений относится к способу определения коэффициента команды одноканальных вращающихся ракет и снарядов и устройству для его определения. Для определения коэффициента команды закручивают ракету или снаряд вокруг оси крена в плоскости слежения за имитатором цели.

Изобретение относится к области приборостроения, а именно к области автоматического регулирования, и может быть использовано в системах высокоточного управления движением центра масс подвижных объектов, в частности аэробаллистических летательных аппаратов.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в бикалиберных управляемых ракетах. Бикалиберная управляемая ракета содержит маршевую ступень и отделяемый стартовый двигатель.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к корпусу боевого элемента с раскрывающимся стабилизатором. Корпус содержит цилиндрическую наружную оболочку. Стабилизатор выполнен в виде щитков с дугообразными в поперечном направлении стабилизирующими поверхностями. Последние закреплены в корпусе на осях, перпендикулярных продольной оси корпуса элемента. Корпус снабжен дополнительной внутренней оболочкой, коаксиально установленной относительно наружной оболочки. Максимальный диаметр внутренней оболочки составляет 0,60…0,85 внутреннего диаметра наружной оболочки. В кольцевой полости, образованной двумя оболочками, упорядоченно размещены поражающие элементы. Стабилизирующие поверхности раскрывающегося стабилизатора смещены к передней части корпуса и закреплены на осях. Расстояние от передних кромок поверхностей до задней части корпуса элемента составляет 0,2…0,5 максимального диаметра корпуса. Длина стабилизирующих поверхностей выполнена в пределах 1,0…1,5 максимального диаметра корпуса. Как вариант поражающие элементы могут быть выполнены в виде двух отдельных фракций, отличающихся между собой геометрическими параметрами. Причем фракция с более крупными размерами поражающих элементов расположена в передней части корпуса боевого элемента. Повышает надежность за счет уменьшения аэродинамических нагрузок, повышает эффективность, увеличивает поражающее действие, улучшает габаритно-массовые характеристики. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к области вооружения, а именно к реактивным боеприпасам. Активно - реактивный снаряд стартует из пусковой трубы, заглушенной с донной части. Снаряд содержит ракетную часть с канальным маршевым зарядом, воспламенителем и сопловым блоком, газогенератор с дополнительным зарядом картузного снаряжения, инициатор. Инициатор размещен в торце корпуса газогенератора и соединен газоводом с форсажной трубкой. Форсажная трубка проходит через картуз и центральное сопло и направлена к воспламенителю через канал маршевого заряда. Газогенератор закреплен на сопловом блоке и имеет тарировочные подрезы на пояске корпуса. Техническим результатом изобретения является повышение надежности инициирования и эффективности неуправляемого реактивного снаряда. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх