Рули ракеты


раскрываемый руль ракеты - патент РФ 2520812

Изобретение относится к ракетной технике и касается складных аэродинамических поверхностей и механизмов их раскрытия. Раскрываемый руль ракеты состоит из фиксируемой в раскрытом положении складываемой части руля, корневой части, поршня. Корневая часть шарнирно соединена со складываемой частью и жестко закреплена в приводе управления рулем, установленном в корпусе ракеты с возможностью поворота. Поршень установлен в приводе управления рулем с возможностью продольного перемещения и соединен со складываемой частью при помощи кинематической цепи. В корневой части руля шарнирно закреплена качалка. В качалке и в корневой части выполнены прорези. Один конец качалки шарнирно соединен со штоком, а второй шарнирно связан с соединительными звеньями, которые расположены в прорезях складываемой части и качалки. Звенья шарнирно соединены со складываемой частью. На раскрываемой части руля выполнен зуб, обеспечивающий в рабочем положении с одной стороны взаимодействие с корпусом корневой части, а с другой с двумя подпружиненными защелками, шарнирно закрепленными на корневой части. Корневая часть формирует внешний обвод корпуса ракеты. Достигается эффективная фиксация руля в рабочем положении в корпусе ракеты, используя при этом минимально возможный зазор между внутренним обводом транспортно-пускового стакана и корпусом ракеты. 7 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к складным аэродинамическим поверхностям (крыльям, рулям, стабилизаторам) и механизмам их раскрытия, и может быть использовано в конструкции механизмов раскрытия складываемых рулей (крыльев).

Ракеты с раскрывающимися аэродинамическими поверхностями (крыльями, рулями, стабилизаторами), широко и давно известны (патенты США.; № 3058422, 1962 г.; № 3125956, 1964 г.; № 5820072, 1998 г.; и др.). Это ракеты, стартующие либо из транспортно-пусковых стаканов (ТПС), либо со стартово-разгонных ступеней. Наличие складываемых конструкций продиктовано уменьшением габаритов средств доставки ракет.

Наиболее близким по набору существенных признаков является техническое решение по патенту США № 3650496, F42B 13/32,1972 г., которое и было принято авторами за ближайший аналог.

Данное техническое решение относится к рулям направления управляемых ракет. Подобные ракеты обычно оснащены четырьмя рулями, расположенными равномерно по периметру поперечного сечения ракеты. Если ракета запускается из ТПС, рули должны быть складываемыми, т.к. при движении ракеты внутри ТПС рули прижаты к корпусу ракеты, и после выхода из ТПС они автоматически раскрываются и занимают рабочее положение. Еще одной причиной делать рули складываемыми является уменьшение требуемого объема и облегчение обслуживания ракеты при хранении и облегчение транспортировки. Исходя из этого, руль, как правило, состоит из двух частей: корневой части, примыкающей к наружной поверхности ракеты, и складываемой части, которая в рабочем положении является продолжением корневой части и может быть переведена из рабочего положения в сложенное по направлению к корпусу ракеты.

Данное техническое решение представляет руль ракеты, который шарнирно закреплен на корпусе ракеты, жестко фиксируемый после раскрытия. Руль переводится из сложенного положения в рабочее положение с помощью механизма раскрытия руля. Кинематическая цепочка механизма расположена внутри корневой части и складываемой части руля и соединена с пружинным толкателем расположенного в вале привода управления рулем.

На поверхностях руля, которыми соприкасаются складываемая часть и корневая часть, когда складываемая часть в рабочем положении, выполнены соответствующие друг другу выступы и выемки, имеющие клиновидное поперечное сечение. Данные выступы и выемки являются элементами фиксации руля в рабочем положении.

Для использования конструкции с тонким внешним обводом руля данное техническое решение использовать нецелесообразно в связи с невозможностью установки механизма раскрытия в корневой и складываемой частях. К тому же наличие корневой части руля, расположенной вне корпуса ракеты, приводит к увеличению габаритов ТПС. В качестве механизма раскрытия можно было бы использовать (особенно в случае больших шарнирных моментов при раскрытии) устройства с другим принципом действия, например, пиротолкатели, пневмо- и гидромеханизмы.

Целью предлагаемого изобретения является создание раскрываемого руля ракеты с тонким внешним обводом, эффективно фиксирующегося в рабочем положении в корпусе ракеты, используя при этом минимально возможный зазор между внутренним обводом ТПС и корпусом ракеты.

Указанная цель достигается тем, что руль содержит складываемую и корневую часть. Корневая часть шарнирно соединена со складываемой частью и жестко закреплена в приводе управления рулем, закрепленном в корпусе ракеты с возможностью поворота, при этом корневая часть расположена внутри внешнего обвода корпуса ракеты. В корневой части шарнирно закреплена качалка. Один конец качалки шарнирно соединен с поршнем, установленный в приводе управления рулем, с возможностью линейного перемещения, а другой конец шарнирно соединен с двумя соединительными звеньями, которые расположены в прорезях, выполненных в качалке и складываемой части, при этом соединительные звенья шарнирно соединены со складываемой частью. В корпусе привода управления рулем выполнены отверстия для входа и выхода рабочего тела, а в корпусе ракеты расположен газогенератор. При срабатывании газогенератора в привод управления рулем поступает рабочее тело. Под давлением рабочего тела поршень перемещается в корпусе привода, воздействуя на качалку, которая через соединительные звенья раскрывает складываемую часть. В конце раскрытия складываемая часть зубьями упирается в корпус корневой части и фиксируется защелками в рабочем положении.

На фиг.1-7 представлена конструкция предлагаемого раскрываемого руля ракеты.

Она состоит из складываемой части руля 1, корневой части 2, шарнирно соединенной со складываемой частью 1. Корневая часть 2 жестко закреплена в приводе управлении рулем 3, установленным в корпусе ракеты 4 с возможностью поворота. В приводе управления рулем 3 выполнены отверстия 5 и установлен поршень 6. В корневой части 2 шарнирно закреплена качалка 7, один конец которой шарнирно соединен с поршнем 6, а другой шарнирно соединен с соединительными звеньями 8, которые расположены в прорезях 9, выполненных в складываемой части 1 и в качалке 7, и шарнирно соединены со складываемой частью руля 1. В корпусе корневой части шарнирно установлены подпружиненные защелки 10, которые взаимодействуют с зубьями 11, выполненные на складываемой части руля 1, и фиксируют ее в рабочем положении.

Устройство работает следующим образом:

При выходе ракеты из ТПС идет подача управляющегося сигнала на газогенератор, и в привод управления рулем 3 поступает рабочее тело через отверстия 5. Давление рабочего тела приводит в движение поршень 6, установленный в приводе управления рулем 3. Перемещаясь, поршень поворачивает качалку 7, шарнирно закрепленную на корпусе корневой части 2. Поворачиваясь, качалка 7 воздействует на соединительные звенья 8 и раскрывает складываемую часть руля 1, тем самым переводит руль из исходного положения в рабочее положение. В конце раскрытия руля зубья 11, выполненные на складываемой части 1, упираются в выступы на корпусе корневой части 2, а с другой стороны удерживаются подпружиненными защелками 10.

При этом складываемая часть фиксируется в рабочем положении, зубья 11 с одной стороны упираются в корпус корневой части 2, а с другой стороны на них воздействует подпружиненные защелки 10.

Предложенное техническое решение позволяет реализовать конструкцию раскрываемого руля ракеты с тонким внешним обводом, эффективно фиксирующегося в рабочем положении в корпусе ракеты, используя при этом минимально возможный зазор между внутренним обводом ТПС и корпусом ракеты.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

Раскрываемый руль ракеты, состоящий из фиксируемой в раскрытом положении складываемой части руля, корневой части, шарнирно соединенной со складываемой частью и жестко закрепленной в приводе управления рулем, установленном в корпусе ракеты с возможностью поворота, поршня, установленного в приводе управления рулем с возможностью продольного перемещения, соединенного со складываемой частью при помощи кинематической цепи, отличающийся тем, что в корневой части руля шарнирно закреплена качалка, в качалке и в корневой части выполнены прорези, при этом один конец качалки шарнирно соединен со штоком, а второй шарнирно связан с соединительными звеньями, которые расположены в прорезях складываемой части и качалки, при этом звенья шарнирно соединены со складываемой частью, на раскрываемой части руля выполнен зуб, обеспечивающий в рабочем положении с одной стороны взаимодействие с корпусом корневой части, а с другой с двумя подпружиненными защелками, шарнирно закрепленными на корневой части, при этом корневая часть формирует внешний обвод корпуса ракеты.

www.freepatent.ru

Как ракету наводят - Komariv

Комплекс наземного старта с ракетой Р-12 (8К63) был самым массовым среди развернутых в составе Ракетных войск стратегического назначения. И самым ранним среди массовых. Множество процедур, связанных с подготовкой к пуску, не были автоматизированы и выполнялись вручную. Поэтому на боевых стартовых позициях располагалось значительное количество техники и сооружений. По расположению остатков последних можно примерно определить, куда могли быть нацелены ракеты стартового комплекса. В данной заметке поговорим о наведении Р-12 по азимуту.

1.В хвостовой части ракеты установлены четыре газовых руля, два из них выделены на фото. Прицеливание ракеты по азимуту состояло в ее повороте на пусковом устройстве 8У217 таким образом, чтобы рассчитанное направление стрельбы совпало с плоскостью 1-3 газовых рулей. С внешней стороны на ракетах наземного варианта расположению газовых рулей соответствует расположение аэродинамических стабилизаторов.

Отчитывается необходимый угол путем установления оптической связи между теодолитом, установленным на бетонный монолит с точно известными координатами, и соответствующим устройством в приборном отсеке ракеты. При повороте пускового стола меняется, соответственно, и направление на теодолит.

2.Бетонный монолит, применяемый в качестве подставки для теодолита.В свою очередь, его местоположение контролируется с помощью сооружений аналогичной конструкции, координаты которых также точно известны. Таким образом, на позиции находится несколько бетонных монолитов, но непосредственно для наведения ракеты используется только один. Теодолит, закрепленный на нем, направляется на угломер, установленный в приборном отсеке ракеты.

3.Теодолит

4.Угломер

5.Угломер установлен в приборный отсек на ракете. Личный состав работает с ним, находясь на верхней площадке установщика 8У210. Размеры площадки ограничены, что ограничивает и сектор наведения по азимуту. (Источник фото)

6.Макет стартовой позиции в музее 19 ракетной бригады Вооруженных Сил Украины. На фото подписаны:1. Монолит - основание для теодолита;2. Люк приборного отсека ракеты.

В связи с размерами установщика 8У210 и ракеты на транспортировочной тележке 8Т115, они всегда располагаются на осевой линии разметки старта вдоль нее. Приборный отсек ракеты расположен таким образом, что основание для теодолита всегда должно находиться с правой стороны установщика. Исходя из этой информации можно вычислить, где на каждой конкретной позиции установщик занимал свое место.

7.На схеме обозначены:ОР - линия осевой разметки старта;8У210 - положение установщика, черным выделена его кабина;М - монолит, служащий основанием для теодолита;1-4 - газовые рули ракеты;НС - направление стрельбы ракеты;В - выход коммуникаций шестибаллонной батареи.

8.Выход коммуникаций из "сооружения №4" ракетного комплекса поздней постройки. Оно включает в себя в том числе и шестибаллонную батарею. Расположены данные люки всегда с правой стороны по ходу установщика. В комплексах ранней постройки шестибаллонная батарея является отдельным сооружением, находящимся также по правую сторону от установщика.

Ракета Р-12 располагается на транспортировочной тележке Х-образно, и сразу после установки плоскость 1-3 газовых рулей располагается под углом 45 градусов к оси "кабина установщика - ракета на пусковом столе", которая совпадает с осевой линией стартовой площадки. Полученное направление называют основным направлением стрельбы, на схеме оно обозначено ОНС.

9.Без перестановки агрегата 8У210 либо дополнительного привлечения автовышки ракету можно наводить только в определенном диапазоне углов. По информации, полученной от опрошенных ветеранов РВСН, эти углы составляют от 13 до 21 градуса вправо, и от 21 до 23 градусов влево от ОНС. Таким образом, ширина сектора наведения по разным источникам колеблется от 34 до 44 градусов.Прицеливание, связанное с еще большим поворотом ракеты, возможно. Но связано с дополнительными действиями, выполнение которых замедляет подготовку к пуску и превышает отведенные боевыми графиками нормативы. Поэтому каждая позиция наземного старта комплекса с ракетой Р-12 строилась под свой набор целей.

Зная сектор наведения, а также приняв во внимание тот факт, что диапазон дальностей стрельбы Р-12 составляет от 800 до 2000 км без учета вращения Земли (источник), можно примерно рассчитать, для поражения противника в каком районе строился каждый конкретный комплекс.

Если заметка оказалась Вам полезной, предлагаю поблагодарить ветерана РВСН Ермолина Сергея Николаевича за то, что написанное в основном плод его работы. Ваш покорный слуга только внес некоторые дополнения и постарался сделать результат максимально доступным для понимания.Также благодарим:- председателя организации ветеранов 19 рд Черныша Виктора Петровича и председателя организации ветеранов 44 рд Сончака Богдана Петровича за помощь в сборе информации;- ветеранов РВСН: Петренко Анатолия Григорьевича, Полывянного Николая Борисовича, Горлакова Анатолия Ивановича, Гальчука Петра Степановича, Бибика Василия Ивановича, и многих других за большой объем консультативной помощи.

_

komariv.livejournal.com

Раскрываемый руль ракеты

Изобретение относится к ракетной технике и касается складных аэродинамических поверхностей и механизмов их раскрытия. Раскрываемый руль ракеты состоит из фиксируемой в раскрытом положении складываемой части руля, корневой части, поршня. Корневая часть шарнирно соединена со складываемой частью и жестко закреплена в приводе управления рулем, установленном в корпусе ракеты с возможностью поворота. Поршень установлен в приводе управления рулем с возможностью продольного перемещения и соединен со складываемой частью при помощи кинематической цепи. В корневой части руля шарнирно закреплена качалка. В качалке и в корневой части выполнены прорези. Один конец качалки шарнирно соединен со штоком, а второй шарнирно связан с соединительными звеньями, которые расположены в прорезях складываемой части и качалки. Звенья шарнирно соединены со складываемой частью. На раскрываемой части руля выполнен зуб, обеспечивающий в рабочем положении с одной стороны взаимодействие с корпусом корневой части, а с другой с двумя подпружиненными защелками, шарнирно закрепленными на корневой части. Корневая часть формирует внешний обвод корпуса ракеты. Достигается эффективная фиксация руля в рабочем положении в корпусе ракеты, используя при этом минимально возможный зазор между внутренним обводом транспортно-пускового стакана и корпусом ракеты. 7 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к складным аэродинамическим поверхностям (крыльям, рулям, стабилизаторам) и механизмам их раскрытия, и может быть использовано в конструкции механизмов раскрытия складываемых рулей (крыльев).

Ракеты с раскрывающимися аэродинамическими поверхностями (крыльями, рулями, стабилизаторами), широко и давно известны (патенты США.; №3058422, 1962 г.; №3125956, 1964 г.; №5820072, 1998 г.; и др.). Это ракеты, стартующие либо из транспортно-пусковых стаканов (ТПС), либо со стартово-разгонных ступеней. Наличие складываемых конструкций продиктовано уменьшением габаритов средств доставки ракет.

Наиболее близким по набору существенных признаков является техническое решение по патенту США №3650496, F42B 13/32,1972 г., которое и было принято авторами за ближайший аналог.

Данное техническое решение относится к рулям направления управляемых ракет. Подобные ракеты обычно оснащены четырьмя рулями, расположенными равномерно по периметру поперечного сечения ракеты. Если ракета запускается из ТПС, рули должны быть складываемыми, т.к. при движении ракеты внутри ТПС рули прижаты к корпусу ракеты, и после выхода из ТПС они автоматически раскрываются и занимают рабочее положение. Еще одной причиной делать рули складываемыми является уменьшение требуемого объема и облегчение обслуживания ракеты при хранении и облегчение транспортировки. Исходя из этого, руль, как правило, состоит из двух частей: корневой части, примыкающей к наружной поверхности ракеты, и складываемой части, которая в рабочем положении является продолжением корневой части и может быть переведена из рабочего положения в сложенное по направлению к корпусу ракеты.

Данное техническое решение представляет руль ракеты, который шарнирно закреплен на корпусе ракеты, жестко фиксируемый после раскрытия. Руль переводится из сложенного положения в рабочее положение с помощью механизма раскрытия руля. Кинематическая цепочка механизма расположена внутри корневой части и складываемой части руля и соединена с пружинным толкателем расположенного в вале привода управления рулем.

На поверхностях руля, которыми соприкасаются складываемая часть и корневая часть, когда складываемая часть в рабочем положении, выполнены соответствующие друг другу выступы и выемки, имеющие клиновидное поперечное сечение. Данные выступы и выемки являются элементами фиксации руля в рабочем положении.

Для использования конструкции с тонким внешним обводом руля данное техническое решение использовать нецелесообразно в связи с невозможностью установки механизма раскрытия в корневой и складываемой частях. К тому же наличие корневой части руля, расположенной вне корпуса ракеты, приводит к увеличению габаритов ТПС. В качестве механизма раскрытия можно было бы использовать (особенно в случае больших шарнирных моментов при раскрытии) устройства с другим принципом действия, например, пиротолкатели, пневмо- и гидромеханизмы.

Целью предлагаемого изобретения является создание раскрываемого руля ракеты с тонким внешним обводом, эффективно фиксирующегося в рабочем положении в корпусе ракеты, используя при этом минимально возможный зазор между внутренним обводом ТПС и корпусом ракеты.

Указанная цель достигается тем, что руль содержит складываемую и корневую часть. Корневая часть шарнирно соединена со складываемой частью и жестко закреплена в приводе управления рулем, закрепленном в корпусе ракеты с возможностью поворота, при этом корневая часть расположена внутри внешнего обвода корпуса ракеты. В корневой части шарнирно закреплена качалка. Один конец качалки шарнирно соединен с поршнем, установленный в приводе управления рулем, с возможностью линейного перемещения, а другой конец шарнирно соединен с двумя соединительными звеньями, которые расположены в прорезях, выполненных в качалке и складываемой части, при этом соединительные звенья шарнирно соединены со складываемой частью. В корпусе привода управления рулем выполнены отверстия для входа и выхода рабочего тела, а в корпусе ракеты расположен газогенератор. При срабатывании газогенератора в привод управления рулем поступает рабочее тело. Под давлением рабочего тела поршень перемещается в корпусе привода, воздействуя на качалку, которая через соединительные звенья раскрывает складываемую часть. В конце раскрытия складываемая часть зубьями упирается в корпус корневой части и фиксируется защелками в рабочем положении.

На фиг.1-7 представлена конструкция предлагаемого раскрываемого руля ракеты.

Она состоит из складываемой части руля 1, корневой части 2, шарнирно соединенной со складываемой частью 1. Корневая часть 2 жестко закреплена в приводе управлении рулем 3, установленным в корпусе ракеты 4 с возможностью поворота. В приводе управления рулем 3 выполнены отверстия 5 и установлен поршень 6. В корневой части 2 шарнирно закреплена качалка 7, один конец которой шарнирно соединен с поршнем 6, а другой шарнирно соединен с соединительными звеньями 8, которые расположены в прорезях 9, выполненных в складываемой части 1 и в качалке 7, и шарнирно соединены со складываемой частью руля 1. В корпусе корневой части шарнирно установлены подпружиненные защелки 10, которые взаимодействуют с зубьями 11, выполненные на складываемой части руля 1, и фиксируют ее в рабочем положении.

Устройство работает следующим образом:

При выходе ракеты из ТПС идет подача управляющегося сигнала на газогенератор, и в привод управления рулем 3 поступает рабочее тело через отверстия 5. Давление рабочего тела приводит в движение поршень 6, установленный в приводе управления рулем 3. Перемещаясь, поршень поворачивает качалку 7, шарнирно закрепленную на корпусе корневой части 2. Поворачиваясь, качалка 7 воздействует на соединительные звенья 8 и раскрывает складываемую часть руля 1, тем самым переводит руль из исходного положения в рабочее положение. В конце раскрытия руля зубья 11, выполненные на складываемой части 1, упираются в выступы на корпусе корневой части 2, а с другой стороны удерживаются подпружиненными защелками 10.

При этом складываемая часть фиксируется в рабочем положении, зубья 11 с одной стороны упираются в корпус корневой части 2, а с другой стороны на них воздействует подпружиненные защелки 10.

Предложенное техническое решение позволяет реализовать конструкцию раскрываемого руля ракеты с тонким внешним обводом, эффективно фиксирующегося в рабочем положении в корпусе ракеты, используя при этом минимально возможный зазор между внутренним обводом ТПС и корпусом ракеты.

Раскрываемый руль ракеты, состоящий из фиксируемой в раскрытом положении складываемой части руля, корневой части, шарнирно соединенной со складываемой частью и жестко закрепленной в приводе управления рулем, установленном в корпусе ракеты с возможностью поворота, поршня, установленного в приводе управления рулем с возможностью продольного перемещения, соединенного со складываемой частью при помощи кинематической цепи, отличающийся тем, что в корневой части руля шарнирно закреплена качалка, в качалке и в корневой части выполнены прорези, при этом один конец качалки шарнирно соединен со штоком, а второй шарнирно связан с соединительными звеньями, которые расположены в прорезях складываемой части и качалки, при этом звенья шарнирно соединены со складываемой частью, на раскрываемой части руля выполнен зуб, обеспечивающий в рабочем положении с одной стороны взаимодействие с корпусом корневой части, а с другой с двумя подпружиненными защелками, шарнирно закрепленными на корневой части, при этом корневая часть формирует внешний обвод корпуса ракеты.

www.findpatent.ru

Раскрываемый руль ракеты

Изобретение относится к ракетной технике и касается складываемых аэродинамических поверхностей и механизмов их раскрытия. Раскрываемый руль ракеты состоит из вала, установленного в корпусе ракеты с возможностью поворота, аэродинамической поверхности, жестко фиксируемой в раскрытом положении и шарнирно соединенной с валом, механизма раскрытия руля, содержащего подпружиненный толкатель. Толкатель соединен с аэродинамической поверхностью кинематической цепью. Механизм раскрытия руля установлен на корпусе ракеты по направлению полета ракеты перпендикулярно оси вращения руля и выполнен в виде шарнирно установленной на валу качалки с прорезью. В качалке установлен ролик. На ролике выполнена канавка, в которой размещен трос, один конец которого закреплен в подпружиненном толкателе, а другой конец шарнирно соединен с аэродинамической поверхностью. При этом аэродинамическая поверхность выполнена цельной. Достигается создание раскрываемого руля ракеты с малогабаритным валом и узкопрофильной аэродинамической поверхностью, размещаемого при этом в минимальном зазоре между внутренним обводом транспортно-пускового стакана и корпусом ракеты в сложенном положении. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к складываемым аэродинамическим поверхностям (крыльям, рулям, стабилизаторам) и механизмам их раскрытия, и может быть использовано в конструкции механизмов складываемых рулей (крыльев).

Ракеты с раскрывающимися аэродинамическими поверхностями (крыльями, рулями, стабилизаторами), широко и давно известны (патенты США №3058422, 1962 г.; №3125956, 1964 г.; №5820072, 1998 г. и др.). Наличие складываемых рулей продиктовано уменьшением габаритов при размещении ракет в транспортно-пусковых стаканах (ТПС).

Наиболее близким по набору существенных признаков является устройство, представленное патентом США №3650496, F42B 13/32, 1972 г., которое и было принято авторами за ближайший аналог.

Указанное устройство относится к рулям направления управляемых ракет. Такого рода ракеты обычно оснащены четырьмя рулями, расположенными равномерно по периметру поперечного сечения ракеты. При движении ракеты внутри ТПС рули прижаты к корпусу ракеты, после выхода из ТПС они автоматически раскрываются и занимают рабочее положение.

Указанное устройство представляет собой руль ракеты, шарнирно установленный на корпусе ракеты и жестко фиксируемый после раскрытия. Руль переводится из сложенного положения в раскрытое положение с помощью механизма раскрытия руля. Кинематическая цепочка механизма расположена внутри корневой и складываемой частей руля и соединена с пружинным толкателем, расположенным в вале привода управления рулем.

На поверхностях руля, которыми соприкасаются складываемая часть в раскрытом положении и корневая часть, выполнены соответствующие друг другу выступы и прорези, имеющие клиновидное поперечное сечение. Данные выступы и прорези являются элементами фиксации руля в раскрытом положении.

Недостатками данного технического решения являются невозможность установки указанного устройства в корпус ракеты, имеющей малый объем для размещения вала привода управления рулем из-за значительного габаритного размера вала привода управления в связи с перемещением подпружиненного толкателя внутри вала, невозможность использования конструкции с тонким внешним обводом руля в связи с необходимостью размещения механизма раскрытия в корневой и складываемой частях, а также увеличение габаритов ТПС в связи с наличием корневой части руля, расположенной вне корпуса ракеты.

Целью предлагаемого изобретения является создание раскрываемого руля ракеты с малыми габаритами вала и узким профилем аэродинамической поверхности, работающего при больших нагрузках и эффективно фиксирующегося в раскрытом положении, размещаемого при этом в минимальном зазоре между внутренним обводом ТПС и корпусом ракеты в сложенном положении.

Для достижения указанных целей в раскрываемом руле ракеты, состоящем из вала, установленного в корпусе ракеты с возможностью поворота, аэродинамической поверхности, жестко фиксируемой в раскрытом положении и шарнирно соединенной с валом, механизма раскрытия руля, содержащего подпружиненный толкатель, соединенный с аэродинамической поверхностью кинематической цепью, механизм раскрытия руля установлен на корпусе ракеты по направлению полета ракеты перпендикулярно оси вращения руля. Механизм раскрытия руля выполнен в виде шарнирно установленной на валу качалки с прорезью, в которой установлен ролик, на ролике выполнена канавка, в которой размещен трос, один конец которого закреплен в подпружиненном толкателе, а другой конец шарнирно соединен с аэродинамической поверхностью, при этом аэродинамическая поверхность выполнена цельной. Кроме того, аэродинамическая поверхность фиксируется в раскрытом положении при помощи двух шарнирно установленных на валу подпружиненных защелок, при этом на аэродинамической поверхности выполнены зубья, контактирующие в раскрытом положении с одной стороны с валом, а с другой с защелками.

На фиг.1-4 представлена конструкция предлагаемого раскрываемого руля ракеты.

Руль содержит вал 1, один конец которого соединен с приводом управления рулем, на другом конце вала размещена аэродинамическая поверхность 2, установленная на оси 3. На валу жестко закреплен кронштейн 4, на который установлена подпружиненная качалка 5 на оси 6. В указанной качалке выполнена прорезь, в которую установлен ролик 7 на оси 8. На ролике выполнена канавка, в которой размещен трос 9, один конец которого закреплен в подпружиненном толкателе 10, другой конец соединен с аэродинамической поверхностью 2. Механизм раскрытия руля содержит корпус 11, внутри которого размещаются указанный подпружиненный толкатель 10, установленный на цилиндрических направляющих 12, пружины сжатия 13, упирающиеся одним концом в корпус механизма раскрытия руля, а другим в толкатель 10.

Для фиксации аэродинамической поверхности в раскрытом положении на ней выполнены два зуба 14, а на валу 1 установлены две подпружиненные защелки 15 на осях 16, а также выполнены упоры 17.

Раскрытие руля осуществляется следующим образом.

После подачи команды на раскрытие руля связь, удерживающая аэродинамическую поверхность 2 в сложенном положении, разрывается, и она под действием пружин 13, перемещающих толкатель 10 по направляющим 12, начинает поворачиваться вокруг оси 3, при этом качалка 5 вместе с роликом 7 поворачиваются в том же направлении вокруг оси 6, таким образом, предотвращается соскальзывание троса 9 с ролика 7. На конечном участке поворота аэродинамическая поверхность 2 зубьями 15 поворачивает подпружиненные защелки 15, а затем встает на упоры 17, при этом защелки под действием пружин кручения упираются поверхностью 18 в зубья 14. Поверхность 18 защелок 15 выполнена такой, что при взаимодействии с зубьями возникает момент, препятствующий повороту аэродинамической поверхности 2 относительно оси 3, этим обеспечивается запирание аэродинамической поверхности в раскрытом положении.

Предложенное изобретение позволяет реализовать конструкцию раскрываемого руля ракеты с малыми габаритами вала и узким профилем аэродинамической поверхности, работающего при больших нагрузках и эффективно фиксирующегося в раскрытом положении, размещаемого в сложенном положении в минимальном зазоре между внутренним обводом ТПС и корпусом ракеты.

1. Раскрываемый руль ракеты, состоящий из вала, установленного в корпусе ракеты с возможностью поворота, аэродинамической поверхности, жестко фиксируемой в раскрытом положении и шарнирно соединенной с валом, механизма раскрытия руля, содержащего подпружиненный толкатель, соединенный с аэродинамической поверхностью кинематической цепью, отличающийся тем, что механизм раскрытия руля установлен на корпусе ракеты по направлению полета ракеты перпендикулярно оси вращения руля и выполнен в виде шарнирно установленной на валу качалки с прорезью, в которой установлен ролик, на ролике выполнена канавка, в которой размещен трос, один конец которого закреплен в подпружиненном толкателе, а другой конец шарнирно соединен с аэродинамической поверхностью, при этом аэродинамическая поверхность выполнена цельной.

2. Раскрываемый руль ракеты по п.1, отличающийся тем, что аэродинамическая поверхность зафиксирована в раскрытом положении при помощи двух шарнирно установленных на валу подпружиненных защелок, при этом на аэродинамической поверхности выполнены зубья, контактирующие в раскрытом положении с одной стороны с валом, а с другой с защелками.

www.findpatent.ru

Раскрываемый руль ракеты

Изобретение относится к области ракетной техники. Раскрываемый руль ракеты состоит из фиксируемого в раскрытом положении шарнирно закрепленного на корпусе ракеты руля и механизма раскрытия руля с приводом. Руль снабжен крышкой и механизмом закрытия крышки. Крышка состоит из двух шарнирно соединенных и подпружиненных друг относительно друга частей и тяги, шарнирно связанной с одной из частей крышки. Механизм закрытия крышки содержит корпус, шарнирно соединенный с корпусом ракеты, подпружиненный шток, установленный в корпусе с возможностью продольного перемещения и шарнирно соединенный с качалкой, установленной на корпусе ракеты с возможностью поворота. Качалка шарнирно соединена с тягой крышки. Изобретение направлено на улучшение обтекаемости ракеты. 6 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к складываемым аэродинамическим поверхностям (крыльям, рулям, стабилизаторам) и механизмам их раскрытия, и может быть использовано в конструкции механизмов раскрытия складываемых рулей ракет.

Ракеты с раскрывающимися аэродинамическими поверхностями (крыльями, рулями, стабилизаторами) широко и давно известны (патент США №3650496, 1972 г.; патенты РФ №2243488, F42B 10/14, 2004 г.; №2284450, F42B 10/14, 2006 г. и др.). Это ракеты, стартующие из транспортно-пусковых контейнеров. Наличие складываемых конструкций продиктовано уменьшением габаритов средств доставки ракет.

Наиболее близким по набору существенных признаков является техническое решение по патенту РФ №2365866, F42B 10/14, 2008 г., которое и было принято авторами за ближайший аналог.

Данное техническое решение представляет собой складной руль, шарнирно закрепленный на корпусе ракеты и жестко фиксируемый после раскрытия. Руль переводится из сложенного положения в раскрытое с помощью механизма раскрытия руля, расположенного внутри вала привода управления рулем и представляющего в данном случае пружинный толкатель.

Недостатком данного технического решения является наличие зазоров между рулем, элементами крепления руля и элементами механизма раскрытия, образующихся в корневой зоне руля после его раскрытия. При увеличении габаритов конструкции, например корневой части руля, соответственно, увеличиваются и зазоры. Это приводит к ухудшению аэродинамических характеристик ракеты (особенно при высоких скоростях полета).

Целью предлагаемого изобретения является создание конструкции раскрываемого руля, содержащей механизм, который обеспечивает закрытие зазоров между поворачиваемой частью руля, элементами крепления руля и элементами механизма раскрытия руля в рабочем положении, благодаря чему улучшается обтекаемость ракеты.

Указанная цель достигается тем, что в раскрываемом руле, состоящем из фиксируемого в раскрытом положении шарнирно закрепленного на корпусе ракеты руля и механизма раскрытия руля с приводом, на корпусе ракеты шарнирно установлена крышка, состоящая из двух соединенных шарнирно и подпружиненных друг относительно друга частей и тяги, шарнирно связанной с одной из частей крышки. На корпусе ракеты установлен механизм закрытия крышки, содержащий корпус, шарнирно соединенный с корпусом ракеты, подпружиненный шток, установленный в корпусе с возможностью продольного перемещения и шарнирно соединенный с качалкой, установленной на корпусе ракеты с возможностью поворота, при этом качалка шарнирно соединена с тягой крышки.

Предложенное техническое решение поясняется графическими материалами - на фиг. 1-6 представлена конструкция руля с крышкой и механизмом закрытия крышки.

Аэродинамический руль 1 установлен на корпусе ракеты с возможностью поворота. Крышка размещена на корпусе ракеты около руля 1, может вращаться вокруг оси 2 и состоит из двух частей - корневой части крышки 3 и концевой части крышки 4, соединенных между собой осью 5. На оси 5 размещена пружина кручения 6. На оси 7, смещенной относительно оси 2, установлена качалка 8. Качалка связана с тягой 9, которая связана с корневой частью крышки при помощи оси 10. Качалка 8 при помощи оси 11 соединена со штоком 12 пружинного толкателя, другой конец которого размещен в корпусе 13 пружинного толкателя с возможностью продольного перемещения. Также внутри корпуса 13 установлена пружина 14. Корпус пружинного толкателя установлен на корпусе ракеты и может поворачиваться вокруг оси 15.

Устройство работает следующим образом. Когда руль 1 находится в сложенном положении, крышка находится под рулем. В процессе раскрытия руля корневая часть крышки 3 начинает поворачиваться под действием пружины 14, которая втягивает шток 12 внутрь корпуса 13 пружинного толкателя, тем самым поворачивая качалку 8. Одновременно концевая часть крышки 4 поворачивается относительно корневой части крышки 3 вокруг оси 5 под действием пружины кручения 6 до того момента, пока не упрется в корневую часть. Когда руль занимает рабочее положение, корневая часть крышки упирается в выступы на корпусе ракеты и занимает свое рабочее положение, формируя внешний обвод корпуса ракеты в корневой зоне руля.

Предложенное техническое решение позволило обеспечить закрытие щелей и зазоров между поворачиваемой частью руля, элементами крепления руля и элементами механизма раскрытия руля в рабочем положении.

Раскрываемый руль ракеты, состоящий из фиксируемого в раскрытом положении шарнирно закрепленного на корпусе ракеты руля и механизма раскрытия руля с приводом, отличающийся тем, что раскрываемый руль ракеты снабжен крышкой, шарнирно установленной на корпусе ракеты и состоящей из двух шарнирно соединенных и подпружиненных друг относительно друга частей и тяги, шарнирно связанной с одной из частей крышки, и механизмом закрытия крышки, установленным на корпусе и содержащим корпус, шарнирно соединенный с корпусом ракеты, подпружиненный шток, установленный в корпусе с возможностью продольного перемещения и шарнирно соединенный с качалкой, установленной на корпусе ракеты с возможностью поворота, при этом качалка шарнирно соединена с тягой крышки.

www.findpatent.ru

Складной руль управляемой ракеты

Изобретение относится к области управляемых ракет, а именно к складным рулям или стабилизаторам. Складной руль ракеты содержит закрепленную на выходном валу привода корневую часть руля, поворотную часть руля с коническими выступами и механизм раскрытия руля. Механизм содержит подпружиненный толкатель, расположенный в выходном валу привода. Поворотная часть руля установлена на двух полуосях, размещенных в корневой части руля перпендикулярно указанному валу по обе стороны от него. Кроме того, в поворотной части руля выполнена глухая прорез вдоль оси выходного вала привода, а толкатель установлен с возможностью его перемещения под действием пружины наружу вдоль оси вала привода. На наружном торце толкателя выполнен конусный паз, ориентированный вдоль продольной оси ракеты. Поперек конусного паза на торце толкателя установлена пластина, взаимодействующая с поворотной частью руля. Обеспечивается повышение жесткости рулей и уменьшение их поперечных габаритов в сложенном положении. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к области оборонной техники, а именно к складывающимся рулям или стабилизаторам управляемых ракет.

Такого рода рули обычно применяются в ракетах при их размещении в транспортно-пусковых контейнерах, например в трубах пусковой установки.

Известны устройства складных рулей, поворачивающихся вокруг оси, параллельной продольной оси ракеты, представленные патентами США №2858765 от 04.11.1956 г. и №3125956 от 24.03.64 г.

Известно также устройство складывающихся рулей ракет, представленное пат. США №3650496 от 21.03.1972 г. Это устройство наиболее близко по технической сущности к предлагаемому изобретению и выбрано в качестве прототипа.

Указанное устройство включает в себя корневую и поворотные части руля, соединенные переходником, который может вращаться относительно корневой части вокруг первой оси и относительно поворотной части вокруг второй оси, а также узел управления, связанный с поворотной частью через третью ось, которая может перемещаться прямолинейно под действием узла управления. Узел управления выполнен в виде толкателя, при перемещении которого внутрь ракеты под действием пружины третья ось также перемещается и поворачивает поворотную часть руля в рабочее положение.

Указанные три оси параллельны и взаимно расположены так, что в конце процесса разворота поворотной части руля в рабочее положение поворотная часть руля подходит к корневой части практически плоскопараллельно, при этом взаимофиксируются конические выступы на поворотной части и конические прорези на корневой части руля.

Недостатком данного устройства является невысокая жесткость руля, обусловленная наличием дополнительного промежуточного элемента между корневой и поворотной частями, а также довольно развитой корневой части руля, что влечет за собой увеличение поперечных размеров ракеты при сложенных рулях.

Технической задачей изобретения является создание компактной и надежной конструкции рулей.

Техническим результатом является повышение жесткости рулей и уменьшение их поперечных габаритов в сложенном положении.

Для решения этой задачи в складном руле управляемой ракеты, содержащем закрепленную на выходном валу привода корневую часть руля, поворотную часть руля с коническими выступами и механизм раскрытия руля, содержащий подпружиненный толкатель, расположенный в выходном валу привода руля, поворотная часть руля установлена на двух полуосях, размещенных в корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него, и в ней выполнена глухая прорезь вдоль оси выходного вала привода, а толкатель установлен с возможностью его перемещения под действием пружины наружу вдоль оси вала привода, при этом на наружном торце толкателя выполнен конусный паз, ориентированный вдоль продольной оси ракеты, и установлена пластина, расположенная поперек указанного конусного паза, взаимодействующая с поверхностью прорези в поворотной части руля.

Кроме того, торец пластины толкателя и взаимодействующая с ней поверхность прорези в поворотной части руля выполнены профилированными с возможностью дополнительного продвижения толкателя после полного разворота поворотной части руля и последующего заклинивания конических выступов последней в конусном пазу толкателя, а поворотная часть руля, входящая в конусный паз толкателя, выполнена в виде усеченного конуса с углом конусности, не превышающим угол конусности вышеуказанного паза.

На Фиг.1, 2 представлен общий вид поворотного руля с механизмом его раскрытия (в сложенном положении, вид спереди, и вид сбоку в рабочем положении соответственно).

Руль состоит из корневой части 1 и поворотной части 2, закрепленной на корневой части на полуосях 3. Корневая часть 1, выполненная в виде двух кронштейнов с отверстиями для указанных полуосей, жестко закреплена на выходном валу 4 привода блока управления рулями (не показан). Механизм раскрытия руля содержит толкатель 5, расположенный внутри выходного вала 4 привода блока управления рулями. В толкателе установлена пружина сжатия 6, опирающаяся одним концом на корпус толкателя, а вторым на буртик выходного вала указанного привода.

Толкатель выполнен в виде полого цилиндра с направляющими поясками и головной частью, которая на своем наружном торце снабжена конусным пазом 7, ориентированным вдоль продольной оси ракеты. В середине этого паза на наружном торце толкателя 5 поперек упомянутого паза 7 установлена выступающая вперед пластина 8 со скошенным передним краем, непосредственно взаимодействующим с поворотной частью 2 руля.

В районе оси выходного вала 4 поворотная часть 2 имеет глухую прорезь 9, в которую входит указанная пластина 8. В торце этой прорези поворотной части 2 закреплена специальная пластина 10 с профилированной поверхностью, по которой скользит передний скошенный торец пластины 8 толкателя 5 в процессе разворота руля из транспортного в рабочее положение.

Раскрытие руля осуществляется следующим образом (вариант старта ракеты из транспортно-пускового контейнера).

При выходе из контейнера поворотная часть 2 руля больше не удерживается от разворота стенками транспортно-пускового контейнера и под действием пружины сжатия 6 через пластину 8 толкателя 5 поворотная часть 2 начинает разворачиваться вокруг полуосей 3, в результате чего устанавливается в вертикальное положение. После этого толкатель 5, продолжая свое движение наружу вдоль оси вала 4, своим конусным пазом 7 заклинивает нижнюю часть поворотной части 2 руля, фиксируя, таким образом, указанную поворотную часть на корневой части руля.

При этом поворотная часть руля оказывается жестко связанной с выходным валом 4 привода руля.

Предложенный вариант, таким образом, обеспечивает надежную и жесткую фиксацию поворотной части руля в рабочем положении и характеризуется минимальными размерами корневой части, что приводит к малым поперечным размерам рулей в сложенном (транспортном) положении.

1. Складной руль ракеты, содержащий закрепленную на выходном валу привода корневую часть руля, поворотную часть руля с коническими выступами и механизм раскрытия руля, содержащий подпружиненный толкатель, расположенный в выходном валу привода руля, отличающийся тем, что поворотная часть руля установлена на двух полуосях, размещенных в корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него, и в ней выполнена глухая прорезь вдоль оси выходного вала привода, а толкатель установлен с возможностью его перемещения под действием пружины наружу вдоль оси вала привода, при этом на наружном торце толкателя выполнен конусный паз, ориентированный вдоль продольной оси ракеты, и установлена пластина, расположенная поперек указанного конусного паза и взаимодействующая с поверхностью прорези в поворотной части руля.

2. Складной руль по п.1, отличающийся тем, что торец пластины толкателя и взаимодействующая с ней поверхность прорези в поворотной части руля выполнены профилированными с возможностью дополнительного продвижения толкателя после полного разворота поворотной части руля и последующего заклинивания конических выступов последней в конусном пазу толкателя.

3. Складной руль по п.2, отличающийся тем, что область поворотной части руля, входящая в конусный паз толкателя, выполнена в виде усеченного конуса с углом конусности, не превышающим угол конусности вышеуказанного паза.

www.findpatent.ru

Складной руль управляемой ракеты | Банк патентов

Изобретение относится к области оборонной техники, а именно к складывающимся рулям управляемых ракет. Складной руль управляемой ракеты содержит корневую часть руля, поворотную часть руля и механизм раскрытия руля. Корневая часть руля закреплена на выходном валу привода. Поворотная часть руля содержит поперечную глухую прорезь и установлена на двух полуосях, размещенных в корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него. Механизм раскрытия руля содержит взаимодействующий с поворотной частью руля подпружиненный толкатель, расположенный в корневой части руля с возможностью перемещения по оси вала привода. Механизм раскрытия руля дополнительно снабжен источником газа высокого давления для перемещения толкателя при раскрытии руля, и поворотным рычагом, кинематически связывающим толкатель и поворотную часть руля. Достигается повышение стабильности и надежности срабатывания складных рулей. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к складывающимся рулям или стабилизаторам, преимущественно управляемых ракет.

Такого рода рули обычно применяются в ракетах при их размещении в транспортно-пусковых контейнерах, например, в трубах пусковой установки, а также при компактном размещении ракет на подвесках на самолете-носителе.

Известны устройства складных рулей, поворачивающихся вокруг оси, параллельной продольной оси ракеты, представленные патентами США №2858765 от 04.11.1956 г., №3125956 от 24.03.64 г. и №3650496 от 21.03.1972 г. Известно также устройство складных рулей, поворачивающихся вокруг оси, параллельной продольной оси ракеты, представленное патентом РФ №2365866 от 26.02.2008 г.

Это устройство наиболее близко по технической сущности к предлагаемому изобретению и выбрано в качестве ближайшего аналога.

Согласно указанному патенту складной руль ракеты содержит закрепленную на выходном валу привода корневую часть руля поворотную часть руля и механизм раскрытия руля, содержащий подпружиненный толкатель, расположенный в выходном валу привода руля, поворотная часть руля установлена на двух полуосях, размещенных в корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него, и в ней выполнена глухая прорезь вдоль оси выходного вала привода, а толкатель установлен с возможностью его перемещения под действием пружины наружу вдоль оси вала привода, при этом на наружном торце толкателя выполнен конусный паз, ориентированный вдоль продольной оси ракеты, и установлена пластина, расположенная поперек указанного конусного паза, взаимодействующая с поверхностью прорези в поворотной части руля.

Кроме того, торец пластины толкателя и взаимодействующая с ней поверхность прорези в поворотной части руля выполнены профилированными с возможностью дополнительного продвижения толкателя после полного разворота поворотной части руля и последующего заклинивания конических выступов последней в конусном пазу толкателя, а поворотная часть руля, входящая в конусный паз толкателя, выполнена в виде усеченного конуса с углом конусности, не превышающим угол конусности вышеуказанного паза.

Недостаток данного устройства проявляется в нестабильности времени раскрытия рулей, что обусловлено различием аэродинамических нагрузок для различных условий пуска ракет, особенно характерных для условий пуска управляемых ракет с самолета-носителя.

Технической задачей изобретения является создание надежной и компактной конструкции рулей.

Техническим результатом является повышение стабильности и надежности срабатывания складных рулей.

Для решения поставленной задачи складной руль управляемой ракеты, содержащий закрепленную на выходном валу привода корневую часть руля, поворотную часть руля с поперечной глухой прорезью вдоль оси вала привода, установленную на двух полуосях, размещенных в корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него, и механизм раскрытия руля, содержащий взамодействующий с поворотной частью руля подпружиненный толкатель, расположенный в корневой части руля с возможностью его перемещения по оси вала привода, механизм раскрытия руля дополнительно снабжен источником газа высокого давления для перемещения толкателя при раскрытии руля, и поворотным рычагом, кинематически связывающим толкатель и поворотную часть руля.

При этом поворотный рычаг одним концом установлен на оси, закрепленной в прорези поворотной части руля, а вторым концом зафиксирован в продольном фигурном пазу толкателя с возможностью поворота и перемещения по оси вала привода руля при движении толкателя внутри корневой части руля под воздействием газа высокого давления.

Кроме того, корневая часть руля снабжена по меньшей мере одним стопором поворотной части руля в ее раскрытом положении, выполненным в виде подпружиненного штока, входящего своим выступающим концом в паз на торце поворотной части руля.

На Фиг.1-4 представлен вид складного руля в разрезе поперек оси ракеты (Фиг.1-3, сложенное положение руля, промежуточное положение и полностью раскрытое положение соответственно) и вид на раскрытый складной руль сбоку (Фиг.4).

Руль состоит из корневой части 1 и поворотной части 2, соединенной с корневой частью двумя полуосями 3. Корневая часть 1, выполненная в виде единого корпуса и имеющая паз для размещения рычага 4, отверстия для полуосей 3, продольное цилиндрическое отверстие для толкателя 5 (расположено по оси вала привода руля) и источник газа высокого давления 6, жестко скреплена с выходным валом 7 привода блока управления рулями (не показан).

Толкатель 5, снабженный уплотнительными кольцами 8, кинематически связан с поворотной частью 2 руля рычагом 4, установленным одним концом на оси 9, закрепленной поперек глухой прорези на поворотной части 2, а вторым концом - на фиксаторе 10, входящем в фигурный паз 11, выполненный в верхней части толкателя 5 в его боковых стенках.

Внутри толкателя 5 установлены цилиндрический стержень 12, контактирующий с рычагом 4, и пружина 13, опирающаяся на дно толкателя 5 (см., например, Фиг.1).

В корневой части 1 руля по обе стороны от толкателя 5 (см. Фиг.4) размещены два стопора 14, поджимаемых пружинами 15 к ключам 16. В раскрытом положении руля эти стопоры удерживают поворотную часть руля, входя в соответствующие выемки 17 на торцевой поверхности поворотной части 2 руля.

Раскрытие руля осуществляется следующим образом. В исходном положении (Фиг.1) толкатель 5 отжат от рычага 4 и, тем самым, фиксатор 10 рычага находится в верхней части паза 11 (на его прямом участке) и не дает повернуться рычагу 4 и развернуть поворотную часть 2 руля.

При подаче газа высокого давления в полость под днище толкателя 5 последний перемещается вверх, сжимая пружину 13 и фиксатор 10 оказывается в нижней части (в цилиндрическом отверстии) фигурного паза 11 и, тем самым, рычаг 4 (с фиксатором 10) освобождается для поворота вместе с поворотной частью руля (Фиг.2).

При дальнейшем перемещении толкателя 5 рычаг 4 поворачивает поворотную часть 2 руля в полностью раскрытое положение (Фиг.3). В раскрытом положении она фиксируется неподвижно размещенными на корневой части 1 руля стопорами 14.

Практическое исполнение и отработка предложенного устройства показала, что в качестве источника газа высокого давления может быть использовано пиротехническое устройство, обеспечивающее максимальное давление 20…35 МПа с временем выхода на максимальное давление около 10…20 мс в зависимости от размера складного руля.

Предложенный вариант обеспечивает стабильную и жесткую фиксацию поворотной части руля в раскрытом положении и характеризуется небольшими размерами корневой части, что приводит к малым поперечным размерам рулей в сложенном (транспортном) положении. Конструкция складного руля позволяет разместить механизм его раскрытия в рулевой поверхности без значительного увеличения ее толщины и не требует дополнительных устройств для исключения самопроизвольного раскрывания и складывания рулей.

Формула изобретения

1. Складной руль управляемой ракеты, содержащий закрепленную на выходном валу привода корневую часть руля, поворотную часть руля с поперечной глухой прорезью вдоль оси вала привода, установленную на двух полуосях, размещенных в корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него, и механизм раскрытия руля, содержащий взаимодействующий с поворотной частью руля подпружиненный толкатель, расположенный в корневой части руля с возможностью его перемещения по оси вала привода, отличающийся тем, что механизм раскрытия руля дополнительно снабжен источником газа высокого давления для перемещения толкателя при раскрытии руля и поворотным рычагом, кинематически связывающим толкатель и поворотную часть руля.

2. Складной руль ракеты по п.1, отличающийся тем, что поворотный рычаг одним концом установлен на оси, закрепленной в прорези поворотной части руля, а вторым концом зафиксирован в продольном фигурном пазу толкателя с возможностью поворота и перемещения по оси вала привода руля при движении толкателя внутри корневой части руля под воздействием газа высокого давления.

3. Складной руль ракеты по п.1, отличающийся тем, что корневая часть руля снабжена, по меньшей мере, одним стопором поворотной части руля в ее раскрытом положении, выполненным в виде подпружиненного штока, входящего своим выступающим концом в паз на торце поворотной части руля.

bankpatentov.ru


Смотрите также