Блок рулевого привода ракеты

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 ракетной технике и может найти применение в устройствах управления аэродинамическими поверхностями (рулями и пр.) летательного аппарата (ЛА) или других высоконагруженных агрегатах в машиностроении. Эти устройства содержат также требования по герметичности и работоспособности при высоких температурах.

Известны устройства привода вращения аэродинамических поверхностей ЛА, содержащие вал, установленный в корпус с возможностью поворота аэродинамической поверхности, закрепленной на валу, а также подшипники с коническими роликами для тяжело нагруженных поворотных устройств транспортных средств:

1. Патент 2520812 RU С1, МПК F42B 10/16. Раскрываемый руль ракеты / Шестаков С.А., Земсков В.А. - Опубл. 27.06.2014.

2. Патент 2503919 RU С1, МПК F42B 10/14; F42B 10/64; F64C 13/28. Привод несущей управляющей плоскости летательного аппарата / Михеев С.Г., Белюстин Л.В., Марцун Ю.В. - 10.01.2014.

3. Подшипник №2-76692/670, эскиз №548. // Подшипники качения и свободные детали: Каталог. - М.: Союзглавподшипник, 1983. - С. 200; 278.

В устройствах [1; 2] раскрываемый руль состоит из фиксируемой в раскрытом положении части руля, корневой части, шарнирно соединенной со складываемой частью, закрепленной в корпусе ракеты с возможностью поворота.

Устройства [1; 2], содержащие вал привода, расположенного в корпусе на подшипниках с возможностью вращения относительно своей продольной оси, обладают следующим недостатком: осевое перемещение вала ограничено фланцами вала и рычага его вращения в корпусе, что недопустимо в тяжело нагруженных приводах, не исключающих осевые нагрузки, при которых трение по металлу может привести к задирам контактирующих поверхностей и отказу узла, учитывая еще и аэродинамический нагрев зоны контакта.

Подшипники [3] эксплуатируются при минимальных зазорах в роликах и с заполнением полости сепаратора пластичной смазкой, что не дает возможности применить их в таком исполнении при высоких температурах в блоке рулевого привода ракеты.

Ближайшим техническим устройством, выбранным в качестве прототипа, является патент на изобретение [4. Патент №2546792 RU С1, МПК F42B 10/62, F16C 19/50. Блок рулевого привода ракеты / Шевченко В.В., Шестаков С.А., Земсков В.А, Дергачев А.А. - Опубл. 10.04.2015. Бюл. №10.] Блок рулевого привода ракеты состоит из аэродинамической поверхности и вала, соединенного с аэродинамической поверхностью, установленного в корпусе ракеты с возможностью поворота, рычага, жестко установленного на валу, рулевого агрегата, закрепленного в корпусе ракеты и шарнирно соединенного с рычагом. Механизм поворота выполнен в виде вала, установленного на цилиндрических роликах в разъемной обойме, жестко закрепленной в корпусе ракеты. Ролики размещены в сепараторах таким образом, что каждый последующий ролик расположен перпендикулярно предыдущему, за счет чего имеется возможность одним рядом роликов воспринимать нагрузки, действующие на аэродинамическую поверхность.

Недостатки указанного устройства. Даже расположенные взаимно перпендикулярно цилиндрические ролики при однорядном подшипнике не обеспечивают надежного базирования вала в обойме и качения по дорожкам обоймы и вала, так как при необходимых зазорах нет препятствий перемещению цилиндрического ролика по образующей. Ролик, перемещаясь, упирается торцом в дорожку качения, скользит по ней, искажая процесс качения по образующим цилиндра: не исключены задиры контактирующих поверхностей с повышением момента вращения вала до состояния заклинивания. При указанной конструкции опорного узла привода с необходимостью увеличения тепловых зазоров и, как следствие, повышенных люфтов, трудно обеспечить герметизацию подвижных соединений вала в связи с односторонней неравномерной и переменной деформацией уплотнения.

Применение конических роликов по указанной схеме размещения в блоке рулевого привода ракеты также не дает значительных преимуществ при однорядном подшипниковом узле по тем же причинам.

Целью предлагаемого изобретения является создание более надежного блока рулевого привода ракеты, работающего при больших аэродинамических нагрузках, высокой окружающей температуре с обеспечением требований по герметичности привода.

Осуществление поставленной цели достигается тем, что в блоке рулевого привода ракеты, состоящего из аэродинамической поверхности, вала, соединенного с аэродинамической поверхностью с возможностью поворота, механизм поворота выполнен в виде двухрядного подшипника, состоящего из внешней разъемной обоймы, вала и двух рядов роликов. Один ряд, 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 [5. ГОСТ 6870-81. Подшипники качения. Ролики игольчатые. Технические условия.]. Игольчатые ролики имеют свободу осевого перемещения, в 2-3 раза превышающую осевой люфт первого ряда роликов. Каждый ряд роликов заполнен порошковой смесью графита с дисульфидом молибдена [6. Дисульфид молибдена. Технические условия: ТУ 48-19-133-90. - М.: М-во металлургии СССР, 1990.]

Изобретение поясняется чертежом, где на фиг. 1 представлено устройство блока рулевого привода ракеты в рабочем положении, состоящее из аэродинамической поверхности 1, вала 2, соединенного с аэродинамической поверхностью 1 с возможностью поворота, рычага 3, жестко установленного на валу 2, рулевого агрегата 4, закрепленного в корпусе ракеты 5, шток 6 которого шарнирно соединен с рычагом 3. Механизм поворота выполнен в виде двухрядного подшипника, состоящего из внешней разъемной обоймы 7, жестко закрепленной в корпусе ракеты 5, вала 2 и двух рядов роликов 8, 9. Один ряд, расположенный к аэродинамической поверхности 1, состоит из конических роликов 8, размещенных в сепараторах во внешней обойме 7 с тепловым зазором, соответствующим требованиям по герметизации блока, при этом каждый последующий ролик расположен перпендикулярно предыдущему; второй ряд, расположенный к рычагу 3 механизма поворота, содержит игольчатые ролики 9 [5.], вращающиеся по упрочненным поверхностям обоймы 7 и вала 2.

Принцип действия устройства

Поступательное движение штока 6 рулевого агрегата 4 преобразуется во вращательное движение вала 2. Вал 2, взаимодействуя с роликами 8, 9, поворачивает аэродинамическую поверхность на требуемый угол, при этом:

- игольчатые ролики 9, вращающиеся по поверхностям внешней обоймы 7 и вала 2, принимая боковую нагрузку и парируя осевое перемещение вала по роликам 8 до стабильного состояния зазоров между валом и внешней обоймой, обеспечивают устойчивые условия для тепловых зазоров и требований по герметичности;

- ролики 8 за счет свободы осевого перемещения роликов 9 опираются на поверхности внешней обоймы 7 и вала 2, обеспечивая зазоры по уплотнениям стабильными как одно из условий обеспечения герметичности;

- заполнение полостей подшипника по роликам 8, 9 порошковой смесью графита с молибденом гарантирует применение блока рулевого привода ракеты при температуре в зоне роликов 8 до 500°С.

Таким образом, устройство в указанном исполнении гарантирует надежность блока рулевого привода ракеты: исключает заклинивание привода при вращении во всем диапазоне эксплуатации, обеспечивает герметичность по валу в пределах требований к объекту применения.

Предлагаемое устройство раскрытия руля может быть выполнено с помощью стандартного оборудования и материалов отечественного производства. Таким образом, заявленное устройство соответствует критерию «промышленная применимость».

Источники, принятые во внимание

1. Патент 2520812 RU С1, МПК F42B 10/16. Раскрываемый руль ракеты / Шестаков С.А., Земсков В.А. - Опубл. 27.06.2014.

2. Патент 2503919 RU С1, МПК F42B 10/14; F42B 10/64; F64C 13/28, В64С 13/18. Привод несущей управляющей плоскости летательного аппарата / Михеев С.Г., Белюстин Л.В., Марцун Ю.В. - Опубл. 10.01.2014.

3. Подшипник №2-76692/670, эскиз №548. // Подшипники качения и свободные детали: Каталог. - М.: Союзглавподшипник, 1983. - С. 200; 278.

4. Патент №2546792 RU С1, МПК F42B 10/62, F16C 19/50. Блок рулевого привода ракеты / Шевченко В.В., Шестаков С.А., Земсков В.А, Дергачев А.А. / Опубл. 10.04.2015. Бюл. №10.

5. ГОСТ 6870-81. Подшипники качения. Ролики игольчатые. Технические условия.

6. Дисульфид молибдена. Технические условия: ТУ 48-19-133-90. - М.: М-во металлургии СССР, 1990.

Блок рулевого привода ракеты, состоящий 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, отличающийся тем, что 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.



 

Похожие патенты:

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 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 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 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.

Наверх