Механизм раскрытия аэродинамических поверхностей

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к раскладываемым аэродинамическим поверхностям, например рулям и стабилизаторам, и механизмам их раскрытия. Механизм раскрытия аэродинамических поверхностей содержит поворотные части конструкции аэродинамических поверхностей, пружины сжатия в качестве механического привода, соединительное вращающееся на роликах центральное кольцо с шарнирно подсоединенными кулисами, связывающими поворотные части аэродинамических поверхностей с центральным кольцом и поворачивающими ползун-валами, соединенными с поворотными частями аэродинамических поверхностей посредством соосных муфт. Заявляемый механизм раскрытия аэродинамических поверхностей обеспечивает надежное срабатывание за счет получения наибольших и безударных усилий в наиболее ответственных фазах раскрытия механизма: в начале и в конце. 1 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к раскладываемым аэродинамическим поверхностям, например рулям и стабилизаторам, и механизмам их раскрытия.

Конструкция аэродинамических поверхностей (рулей, стабилизаторов и крыльев) современных ракет из-за требования по компактности, к примеру, при старте из пускового контейнера, должна быть складываемой и соответственно, раскрываемой.

Известен механизм раскрытия руля из патента №524475 «Складной руль управляемой ракеты» (МПК F42B 10/14, опубл. 27.07.2014. Бюллетень №21).

Механизм раскрытия руля включает толкатель, расположенный в корневой части руля с возможностью его перемещения по оси вала привода под действием газа высокого давления, и поворотный рычаг.

Поворотный рычаг кинематически связывает толкатель и поворотную часть руля. Корневая часть руля снабжена двумя стопорами поворотной части руля в ее раскрытом положении, выполненными в виде подпружиненных штоков. Нижняя часть поворотного рычага, взаимодействующего с толкателем, выполнена с поперечным отверстием. В отверстии с двух сторон размещены шарики и подпружиненные цилиндрические фиксаторы. Фиксаторы размещены в плоскости симметрии корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него. Верхняя часть толкателя выполнена суженной с конической вершиной, размещенной под подпружиненными шариками и предназначенной для взаимодействия с последними при движении толкателя.

Известный механизм раскрытия руля обеспечивает фиксацию сложенного руля, которая автоматически снимается толкателем в начале его хода на раскрытие руля.

Однако, известный механизм раскрытия руля встроен в его конструкцию, кроме того, для синхронного раскрытия нескольких рулей он должен быть гидравлическим (несжимаемость жидкости), что снижает его надежность из-за вероятности разгерметизации.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату является «Механизм раскрытия крыльев» (см. свидетельство на полезную модель №199 от 10.08.1993 г., МПК F42B 10/14, опубл. 16.01.1995 г. Бюллетень №1), содержащий поворотные и корневые части конструкции крыльев, пружину растяжения в качестве механического привода, соединительный элемент механизма в единую систему раскрытия, отличающийся тем, что для объединения механизма в единую систему раскрытия всех крыльев использовано гладкое центральное кольцо с шарнирно подсоединенными тягами, связывающими поворотные части крыльев с центральным кольцом. При этом используемые в качестве механического привода пружины растяжения шарнирно связаны с тягами и корпусом ракеты.

Выбираем указанное техническое решение в качестве прототипа.

В прототипе использование единой системы раскрытия крыльев с пружинами растяжения в качестве механического привода, размещенной в корпусе ракеты, позволяет получить значительный раскрывающий момент при малом весе за счет объединения сил нескольких пружин и собственной инерции поворотных частей рулей и использования действующих на них аэродинамических сил.

Однако к недостаткам прототипа относятся:

- во-первых, наличие пружин растяжения, которые не рекомендуются к использованию в ответственных конструкциях как менее надежных;

- во-вторых, установленные тяги обладают такой кинематикой, при которой раскрывающий момент руля вследствие характера изменения плеч (наибольшее в середине) раскрывающих усилий тяг имеет наименьшую величину в начале и конце раскрытия, чем в ее середине.

Задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в обеспечении надежности срабатывания механизма раскрытия за счет получения наибольших и безударных усилий в наиболее ответственных фазах раскрытия аэродинамических поверхностей: в начале и в конце.

Поставленная задача реализуется в заявляемом изобретении следующим образом: в механизме раскрытия аэродинамических поверхностей, содержащем поворотные части конструкции аэродинамических поверхностей, пружины в качестве механического привода, соединительное центральное кольцо с шарнирно подсоединенными элементами, связывающими поворотные части аэродинамических поверхностей с центральным кольцом, в качестве механического привода установлены пружины сжатия, соединительное центральное кольцо выполнено вращающимся на роликах, а в качестве подсоединенных элементов установлены кулисы, поворачивающие ползун-валы, связанные с поворотными частями аэродинамических поверхностей посредством соосных муфт.

В пружинах сжатия отсутствуют, в отличие от пружин растяжения, специально выполненные зацепы, в которых возникают при работе большие изгибные напряжения, снижающие надежность пружины.

Вращение центрального соединительного кольца на роликах позволяет значительно сократить потери раскрывающего момента на трение.

Кроме того, использовано свойство кулисы, состоящее в возможности получения больших передаточных отношений.

Таким образом, сущность заявляемого изобретения состоит в применении вышеназванных конструктивных элементов, а именно пружин сжатия в механическом приводе, роликов, кулис, создающих большие передаточные отношения и, как следствие, наибольший и безударный раскрывающий момент на аэродинамической поверхности (выходном звене) в начале и конце раскрытия - наиболее ответственных ее фазах. При этом объединенные усилия дают суммарный эффект, который обеспечивает надежность срабатывания механизма.

Заявляемое изобретение «Механизм раскрытия аэродинамических поверхностей» представлено на фиг. 1, включает раму 1, кольцо (синхронизатор) 2, кулисы 3, ползун-валы 4, ролики 5, пружинные блоки 6, рули (стабилизаторы) 7.

Заявляемый механизм раскрытия аэродинамических поверхностей работает следующим образом: после выхода ракеты из пусковой трубы контейнера, в которую сложены рули 7 (аэродинамические поверхности), усилием пружинных блоков 6 кольцо 2 (синхронизатор), вращаясь на роликах 5 рамы 1 против часовой стрелки, поворачивает кулисы 3, которые в свою очередь по часовой стрелке - связанные с ними ползун-валы 4 и соединенные с ними посредством соосных муфт поворотные части рулей из положения «сложены» в положение «открыты».

Таким образом, заявляемый «Механизм раскрытия аэродинамических поверхностей» обеспечивает гарантированное и надежное раскрытие и рулей, и стабилизаторов, и крыльев, обладает новизной и промышленной применимостью.

Механизм раскрытия аэродинамических поверхностей, содержащий поворотные части конструкции аэродинамических поверхностей, пружины в качестве механического привода, соединительное центральное кольцо с шарнирно подсоединенными элементами, связывающими поворотные части аэродинамических поверхностей с центральным кольцом, отличающийся тем, что в качестве механического привода установлены пружины сжатия, соединительное центральное кольцо выполнено вращающимся на роликах, а в качестве подсоединенных элементов установлены кулисы, поворачивающие ползун-валы, связанные с поворотными частями аэродинамических поверхностей посредством соосных муфт.