Устройство стабилизации ракеты



Устройство стабилизации ракеты
Устройство стабилизации ракеты

 


Владельцы патента RU 2635705:

Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (RU)
Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации (RU)

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 стабилизации крылатых ракет.

Наиболее близким по набору существенных признаков является 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 крылатой ракеты, содержащее корпус и четыре пары кинематически связанных между собой аэродинамических и газовых рулей, а также механизма управления рулями. Данная кинематическая связь позволяет этому приводу управлять аэродинамическим рулем и парой рулей устройства стабилизации, установленной в одной с ним плоскости. При этом тяги от привода, прокладываемые по наружной поверхности корпуса ракеты, могут быть выполнены в виде тросов или металлических лент, почти не выступающих за обводы ее фюзеляжа, которые заканчиваются кинематической системой управления рулями, состоящей из качалки-шестерни, промежуточной шестерни и качалки газового руля.

К недостаткам данного устройства следует отнести то, что данное устройство может быть применено в конструкциях с малым расстоянием между аэродинамическим и газовым рулями. Изменение длины корпуса ракеты во время ее работы под воздействием температуры и давления газов горения топлива внутри стартовой ступени может привести к увеличению напряжений в сечениях тросов или металлических лент, что в свою очередь требует увеличения этого сечения и, следовательно, массы.

Также, с учетом различия между габаритами корпуса изделия и деталей механизма управления рулями, выполненных, как правило, из различных материалов или сплавов с различными коэффициентами температурного расширения, воздействие повышенных или пониженных температур может привести к увеличению углового люфта в зубчатой передаче, вплоть до разрыва передачи или ее заклиниванию вследствие исчезновения бокового зазора в передаче.

В дополнение, кинематическая система механизма, содержащая зубчатые передачи, имеет сложные по исполнению детали, которые требуют специального оборудования для их изготовления и контроля после изготовления.

Целью предлагаемого изобретения является устранение указанных недостатков.

Указанная цель достигается тем, что устройство стабилизации ракеты содержит пару кинематически связанных между собой при помощи установленных на корпусе ракеты тяг и механизма управления аэродинамического и газового рулей. Механизм управления 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, а вторая пара шарнирно соединена с качалкой, которая жестко соединена с газовым рулем. Длины переходного элемента и обеих качалок равны, а 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.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1, 2 изображены общий вид ЛА и вид справа.

На фиг. 1-2 указаны позиции в следующем порядке:

1 - аэродинамический руль;

2 - механизм компенсации;

3 - корпус ракеты;

4 - газовый руль;

5 - качалка;

6 - переходной элемент;

7 - тяга;

8 - тяга;

9 - качалка;

10 - тяга;

11 - основание;

12 - ось.

Устройство стабилизации ракеты состоит из аэродинамического (1) и газового (4) рулей, установленных на корпусе ракеты (3) в одной плоскости и связанных между собой тягами (10) и механизмом управления, состоящим из основания (11) и механизма компенсации (2). Основание (11) жестко закреплено на корпусе ракеты (3) рядом с аэродинамическим рулем (1) и проходит вдоль корпуса ракеты (3) к ее задней части, где основание (11) установлено с возможностью продольного перемещения. Основание (11) содержит ось (12), на которой шарнирно установлена качалка (9), к которой подходят тяги (10) от аэродинамического руля (1). С другой стороны к качалке (9) подходит шарнирная пара тяг (8), соединенная с переходным элементом (6), который через другую шарнирную пару тяг (7) соединен с качалкой (5), жестко установленной на газовом руле (4). Шарнирно соединенные качалка (9), переходной элемент (6) и пара тяг (8) составляют механизм шарнирного параллелограмма, а переходной элемент (6), качалка (5) и пара тяг (7) составляют второй механизм шарнирного параллелограмма. При этом расстояние (а) между качалкой (9) и качалкой (5) меньше суммы длин (b и c) тяги (7) и тяги (9) на величину компенсируемого перемещения.

Указанное устройство работает следующим образом.

В полете положение ракеты стабилизируется с помощью аэродинамических рулей (1) и газовых рулей (4) через тяги (11) и механизм компенсации (2).

Во время полета давление и температура газов горения топлива приводят к удлинению и разогреву корпуса ракеты (3), в результате чего задняя часть ракеты, с установленными на ней газовыми рулями (4), перемещается относительно подвижно установленного конца основания (11). Благодаря этому расстояние между осями крепления тяг (10) на качалке (9) и аэродинамическом руле (1) в результате удлинения корпуса ракеты не изменяется, а возникающее при этом усилие на тяги (10) не передается.

Одновременно с этим управляемость ракеты сохраняется за счет работы механизма компенсации (2). При увеличении длины корпуса ракеты (3) тяги (7 и 8) поворачиваются в шарнирных узлах с качалками (5 и 9) и переходным элементом (6), при этом расстояние (а) увеличивается на величину удлинения корпуса ракеты (3).

Предложенное техническое решение позволяет использовать устройства стабилизации на ракетах с большим расстоянием между аэродинамическим и газовым рулями, уменьшить габариты и массу ракеты, а также снизить издержки на ее изготовление. При этом положительный эффект от внедрения такого устройства в состав ракеты не сопровождается снижением его аэродинамических характеристик или эффективности управления.

Устройство стабилизации ракеты, содержащее пару кинематически связанных между собой при помощи установленных на корпусе ракеты тяг и механизм управления аэродинамического и газового рулей, отличающееся тем, что механизм управления рулями содержит основание и механизм компенсации, который выполнен в виде двух пар одинаковых тяг, шарнирно соединенных между собой при помощи переходного элемента, при этом первая пара шарнирно соединена с тягами, проведенными от аэродинамического руля, при помощи качалки, шарнирно соединенной с основанием, а вторая пара шарнирно соединена с качалкой, жестко соединенной с газовым рулем, при этом длины переходного элемента и качалок равны, а расстояние между качалками в начальном положении меньше суммы длин тяги из первой пары и тяги из второй пары, при этом один конец основания жестко закреплен на корпусе ракеты в районе аэродинамического руля, а другой конец с качалкой установлен с возможностью продольного перемещения.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике и может найти применение в устройствах управления аэродинамическими поверхностями летательного аппарата или других высоконагруженных агрегатах в машиностроении.

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. .

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.
Наверх