Складной руль управляемой ракеты



Складной руль управляемой ракеты
Складной руль управляемой ракеты
Складной руль управляемой ракеты
Складной руль управляемой ракеты
Складной руль управляемой ракеты

Владельцы патента RU 2524475:

Открытое акционерное общество "Государственное машиностроительное конструкторское бюро "Вымпел" им. И.И. Торопова" (RU)

Изобретение относится к области оборонной техники, а именно, к складывающимся рулям или стабилизаторам управляемых ракет. Складной руль управляемой ракеты содержит закрепленную на выходном валу привода корневую часть руля, поворотную часть руля, установленную на двух полуосях, размещенных в корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него, и механизм раскрытия руля. 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, установлена над толкателем и 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. Достигается повышение надежности конструкции. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

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

Такого рода рули используются в управляемых 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., патентами РФ №2365866 от 26.02.2008 г., №2458316 от 22.02.2011 г. Последнее устройство наиболее близко по технической сущности к предлагаемому изобретению и выбрано в качестве ближайшего аналога.

Согласно указанному патенту складной руль управляемой ракеты содержит 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. Механизм раскрытия руля содержит взаимодействующий с поворотной частью руля подпружиненный толкатель, расположенный в корневой части руля с возможностью его перемещения по оси вала привода. Механизм раскрытия руля снабжен источником газа высокого давления для перемещения толкателя при раскрытии руля и поворотным рычагом, кинематически связывающим толкатель и поворотную часть руля.

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 стопором поворотной части руля в ее раскрытом положении, выполненном в виде подпружиненного штока, входящего своим выступающим концом в паз на торце поворотной части руля.

Недостаток данного устройства проявляется в увеличенном времени срабатывания за счет использования подпружиненного штока в толкателе, а также в появлении люфтов подвижной части относительно неподвижной части при многократном раскрытии рулей в процессе наземных проверок.

Технической задачей изобретения является создание надежной и компактной конструкции рулей с возможностью арретирования и автоматического разарретирования рулей и обеспечение сигнализации о раскрытии рулей.

Техническим результатом является расширение функциональных возможностей и повышение надежности конструкции при многократном раскладывании рулей в процессе проверок, стабильности срабатывания и уменьшение времени раскрытия.

Для решения поставленной задачи с достижением заявляемого технического результата в складном руле управляемой ракеты, содержащем закрепленную на выходном валу привода корневую часть руля, поворотную часть руля, установленную на двух полуосях, размещенных в корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него, и механизм раскрытия руля, включающий толкатель, расположенный в корневой части руля с возможностью его перемещения по оси вала привода под действием газа высокого давления, и поворотный рычаг, кинематически связывающий толкатель и поворотную часть руля, причем 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, установлена над толкателем и выполнена с поперечным отверстием, в котором с двух сторон размещены шарики и подпружиненные цилиндрические фиксаторы, размещенные в плоскости симметрии корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него, а верхняя часть толкателя выполнена суженной с конической вершиной, размещенной под подпружиненными шариками и предназначенной для взаимодействия с последними при движении толкателя.

При этом один из подпружиненных штоков в корневой части руля выполнен с возможностью взаимодействия со штоком арретира руля, установленного в корпусе ракеты под корневой частью руля.

Заявляемое устройство проиллюстрировано графическими материалами, представленными на Фиг.1-5 (Фиг.1,3,5 - вид складного руля в разрезе поперек оси ракеты в сложенном, полураскрытом и полностью раскрытом положении руля, Фиг.2, 4 - вид на раскрытый складной руль сбоку в его сложенном и раскрытом положении соответственно).

Руль включает корневую часть 1 и поворотную часть 2, соединенную с корневой частью двумя полуосями 3. Корневая часть 1, выполненная в виде единого корпуса, имеет отверстия для полуосей 3, паз для размещения рычага 4 и цилиндрическое отверстие (канал) для штуцера подвода газа высокого давления 5 с расположенным в нем толкателем 6 (расположены по оси вала привода руля).

Толкатель 6, снабженный уплотнительными кольцами 7, кинематически связан с поворотной частью 2 руля рычагом 4, установленным одним концом на оси 8, закрепленной поперек прорези на поворотной части 2, а вторым концом входящий в глухой паз 9 корневой части 1. Внутри поворотного рычага 4 со стороны глухого паза 9 в корневой части 1 поперек оси привода руля выполнено отверстие 10, в котором с двух сторон располагаются фиксаторы 11, поджимаемые пружинами 12 и 13, кинематически связанные с толкателем 6 через шарики 14.

В корневой части 1 руля по обе стороны от толкателя 6 размещены два подвижных стопора 15 и 16, поджимаемых пружинами 17 к штифтам 18. В исходном положении нижний торец стопора 15 утоплен в корневой части 1 и под ним размещен фиксирующий исходное положение руля шток арретира 19, являющегося также датчиком положения руля. В раскрытом положении руля указанные стопоры удерживают поворотную часть руля 2, входя в соответствующие отверстия 20 на торцевой поверхности поворотной части. На корневой части руля 1 также выполнены жесткие упоры 21, при раскрытии взаимодействующие с поверхностью А на поворотной части 2 руля (см. Фиг.1).

Раскрытие руля осуществляется следующим образом. В исходном положении (Фиг.1 и 2) толкатель 6 полностью утоплен в штуцер подвода газа высокого давления 5, при этом шарики 14 в отверстии 10 рычага 4 смещены к оси вала привода под воздействием подпружиненных фиксаторов 11, которые надежно удерживают рычаг 4 и кинематически связанную с ним поворотную часть руля 2 от самопроизвольного раскрытия до подачи газа высокого давления в штуцер 5.

При подаче газа (от аккумулятора давления на борту ракеты либо от внешней магистрали высокого давления) в полость штуцера 5 под днище толкателя 6 последний перемещается вверх, раздвигая шарики 14 конусом, выполненным в суженной верхней части толкателя 6. При перемещении в стороны от оси вала привода шарики 14 выталкивают фиксаторы 11 из отверстия 10 рычага 4, освобождая его для перемещения вверх по пазу 9 и повороту одновременно с поворотом частью 2 руля. Использование указанных шариков позволяет существенно снизить усилия на разблокировку начального положения рычага 4 и тем самым повысить надежность и стабильность процесса раскрытия рулей

В процессе перемещения рычага 4 и поворотной части 2 руля под действием толкателя 6 нижний торец поворотной части 2 руля, воздействуя на верхнюю скошенную часть стопоров 15 и 16, утапливает их в корневой части 1 руля. Шток стопора 15 при этом воздействует на шток арретира 19, освобождая руль для вращения вокруг оси вала привода руля. При этом шток арретира 19 остается в утопленном положении, удерживаемый встроенным в механизм арретира фиксатором (не показано).

При дальнейшем перемещении толкателя 6 рычаг 4 поворачивает поворотную часть 2 руля в полностью раскрытое положение (Фиг.4, 5). В раскрытом положении она фиксируется размещенными в корневой части руля 1 стопорами 15 и 16 и выполненными корневой части жесткими упорами 21. При этом после полного раскрытия руля стопор 15 и 16 под воздействием пружин 17 входят в отверстия 20, а шток арретира 19 остается утопленным, и руль подготовлен к вращению вокруг оси привода.

Предложенный вариант обеспечивает создание надежной и компактной конструкции рулей с возможностью их автоматического разарретирования, обеспечивая при этом возможность сигнализации о состоянии рулей. При этом достигается также и повышение надежности конструкции при многократном раскладывании рулей в процессе наземных проверок и обеспечивается стабильность их срабатывания.

1. Складной руль управляемой ракеты, содержащий закрепленную на выходном валу привода корневую часть руля, поворотную часть руля, установленную на двух полуосях, размещенных в корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него, и механизм раскрытия руля, включающий толкатель, расположенный в корневой части руля с возможностью его перемещения по оси вала привода под действием газа высокого давления, и поворотный рычаг, кинематически связывающий толкатель и поворотную часть руля, причем корневая часть руля снабжена двумя стопорами поворотной части руля в ее раскрытом положении, выполненными в виде подпружиненных штоков, отличающийся тем, что нижняя часть поворотного рычага, взаимодействующего с толкателем, установлена над толкателем и выполнена с поперечным отверстием, в котором с двух сторон размещены шарики и подпружиненные цилиндрические фиксаторы, размещенные в плоскости симметрии корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него, а верхняя часть толкателя выполнена суженной с конической вершиной, размещенной под подпружиненными шариками и предназначенной для взаимодействия с последними при движении толкателя.

2. Складной руль ракеты по п.1, отличающийся тем, что один из подпружиненных штоков в корневой части руля выполнен с возможностью взаимодействия со штоком арретира руля, установленного в корпусе ракеты под корневой частью руля.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике и касается устройств фиксации складываемых аэродинамических поверхностей. Аэродинамический руль ракеты содержит установленную на корпусе ракеты аэродинамическую поверхность с возможностью складывания, привод управления рулем.

Изобретение относится к области авиационной техники. Поворотный узел крыла летательного аппарата состоит из основания, двух консолей крыла, штифта, крепежного элемента и упорной шайбы.

Изобретение относится к области военной техники, в частности к управляемым артиллерийским снарядам. Стабилизатор снаряда содержит корпус, закрепленные в корпусе на осях лопасти и механизм стопорения.

Изобретение относится к области ракетной техники и касается устройств управления элевонов складываемого крыла ракеты. Механизм управления элевоном состоит из размещенного на корпусе ракеты вала вращения, соединенного с элевоном, шарнирно установленным на задней кромке крыла, рычага, закрепленного на валу, и рулевой машинки, установленной в корпусе ракеты, шток которой шарнирно соединен с рычагом.

Изобретение относится к космической, ракетной и морской технике и касается раскрытия и автоматической установки в рабочее положение несущей управляющей плоскости летательного аппарата (ЛА).

Изобретение относится к авиационной и космической технике и может быть использовано в спускаемых летательных аппаратах (ЛА). Устройство управления спускаемым ЛА содержит в хвостовой части ЛА две пары, попарно симметрично расположенных в горизонтальной и вертикальной плоскостях, аналогичных аэродинамических поворачиваемых элементов, приводы вращения аэродинамических элементов (АЭ).

Изобретение относится к области наведения управляемых ракет. Способ наведения по оптическому лучу ракеты, стартующей с подвижного носителя, включает формирование на носителе лазерного луча с информационным полем управления, наведение на цель оптического прицела, ось которого съюстирована с осью информационного поля, ориентирование оси пускового устройства в направлении оси луча, пуск ракеты со сложенными аэродинамическими рулями и ввод ракеты в информационное поле, открытие на ракете приемника излучения и формирование команд управления, зависящих от положения ракеты относительно оси информационного поля, раскрытие аэродинамических рулей и их отклонение.

Изобретение относится к области ракетной техники и, в частности к конструкциям складываемых аэродинамических поверхностей, находящихся под воздействием сильных аэродинамических возмущений.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к складным аэродинамическим поверхностям и механизмам их раскрытия. .

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к складным аэродинамическим поверхностям и механизмам их раскрытия. .

Предлагаемое изобретение относится к оборонной технике, а более конкретно к комплексам вооружения. Комплекс вооружения содержит пулю со стабилизатором, размещенную в пусковой трубе. Задняя часть пули выполнена в виде стабилизатора, жестко закрепленного на корпусе стартового двигателя пули. Стабилизатор представляет собой аэродинамическую юбку. Юбка упругодеформирована с возможностью обеспечения размещения в пусковой трубе. Диаметр большего основания юбки в раскрытом состоянии больше внутреннего диаметра пусковой трубы. Достигается обеспечение необходимой степени статической устойчивости пули при полете с числами Маха больше единицы. 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится ракетной технике, а именно к устройствам стабилизации движения ракеты. Устройство стабилизации движения ракеты при подводном старте содержит шарнирно закрепленные с корпусом стартово-разгонной ступени решетчатые стабилизаторы, кронштейн, двухпозиционный привод раскрытия, складывания и фиксации (ДППРСФ), электрические разъемы для соединения с системой управления ракетой. ДППРСФ содержит в едином корпусе силовой и два демпфирующих цилиндра, силовые шток и поршень, два демпфирующих штока и поршня. В газовых полостях силового цилиндра встроены механизмы фиксации, расфиксации силового штока с шариками и механизмы выравнивания давления с канавками. Решетчатые стабилизаторы фиксируют в сложенном положении на корпусе стартово-разгонной ступени ракеты, после выхода из транспортно-пускового контейнера по сигналам системы управления стабилизаторы расфиксируют, раскрывают и фиксируют в раскрытом положении, после выхода из воды решетчатые стабилизаторы складывают и фиксируют в сложенном положении одновременно с раскрытием и фиксацией маршевых рулей конструктивными средствами, после достижения заданной скорости отделяют стартово-разгонную ступень со сложенными решетчатыми стабилизаторами от ракеты. Изобретение позволяет повысить устойчивость движения ракеты при старте с движущегося носителя. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области управляемых ракет, а именно к складным аэродинамическим рулям беспилотных летательных аппаратов. Складной аэродинамический руль беспилотного летательного аппарата состоит из корневой части, складывающейся части, подпружиненных стопоров и оси складывания с пружиной. Складывающаяся часть руля содержит консоль с выполненным отверстием. На концах консоли внутренняя поверхность выполнена в виде конусов, а торцы консоли имеют направляющие фаски. Достигается оптимизация габаритных характеристик аэродинамических рулей в сложенном положении при обеспечении усилия раскладывания в условиях мощного набегающего потока и повышение надежности. 3 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области управляемых ракет, а именно к складным аэродинамическим рулям беспилотных летательных аппаратов. Складной аэродинамический руль состоит из корневой части, складывающейся части, механизмов фиксации и раскрытия руля. В полости деталей корневой части руля размещены элементы механизма фиксации в виде подпружиненных стопоров, которые одновременно удерживают на поверхности руля механизм раскрытия при запирании их подпружиненным упором в отверстиях корневой части при сложенном положении аэродинамического руля. В консоли выполнено отверстие для фиксации аэродинамического руля в разложенном положении при помощи стопоров корневой части руля. Механизм раскрытия руля представляет собой ось с расположенной на ней пружиной, запираемой с двух сторон кронштейнами, при помощи которых происходит закрепление его на поверхности руля. Достигается оптимизация габаритных характеристик аэродинамических рулей, обеспечивается повышенная жесткость и возможность повторного складывания при наземных испытаниях систем ракеты. 7 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к способу приведения в полетную конфигурацию летательного аппарата (ЛА), транспортируемого к точке сброса авиационным носителем. Способ раскладывания консолей крыла (1, 2) ЛА, сбрасываемого с авиационного носителя, заключается в определении положения элементов аэродинамического управления (3, 4) (ЭАУ), расположенных на консолях крыла, обеспечивающего создание аэродинамической силы, перемещающей консоли (1, 2) в полетное положение, установке ЭАУ (3, 4) в вышеопределенное положение при складывании консолей в транспортное положение, синхронного перемещения консолей крыла (1, 2) в полетное положение под воздействием набегающего потока воздуха и фиксации консолей крыла (1, 2) в полетном положении. Воздействие набегающего потока на ЭАУ осуществляется при сбрасывании ЛА в точке сброса при заданных полетных параметрах авиационного носителя или при перемещении перед сбросом ЛА в позицию, при которой он находится в набегающем потоке воздуха, сохраняя связи с носителем. Достигается повышение надежности раскладывания консолей крыла в полетное положение, упрощение конструкции и уменьшение массы ЛА. 4 з.п. ф-лы, 16 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов (ЛА). Устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей ЛА состоит из узла, обеспечивающего прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к корпусу летательного аппарата и замкового устройства. В устройстве фиксации установлены подпружиненные толкатели. Узел выполнен в виде упругого бандажа с законцовками, состоящего из нескольких по числу аэродинамических поверхностей частей, каждая из которых снабжена натяжным устройством. Законцовки каждой пары соседних частей и толкатели размещены в пазах, выполненных в узлах подвески аэродинамических поверхностей, зафиксированы пиростопорами замкового устройства. Толкатели установлены с упором в законцовки бандажа. Изобретение направлено на улучшение аэродинамических характеристик ЛА за счет отбрасывания узла, обеспечивающего прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к корпусу ЛА после его расфиксации. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к вооружению и может быть использовано в артиллерийских снарядах со складными хвостовыми стабилизаторами. Заряжают артиллерийский снаряд, отсоединяют хвостовое оперение от основной части и устанавливают в стволе в направлении, обратном выстреливанию, и жестко скрепляют со стволом, доводят массу основной части до массы снаряда, размещают метательный заряд между основной частью и складным хвостовым оперением, выстреливают снаряд из ствола под действием давления пороховых газов. Изобретение позволяет обеспечить объективную оценку результатов воздействия термогазодинамических и механических нагрузок на элементы конструкции хвостового оперения. 3 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным частям реактивных снарядов и ракет. Ракетная часть реактивного снаряда содержит двигатель с соплом, раскрывающиеся лопасти и гильзу с узлом форсирования. Узел форсирования гильзы выполнен в виде разрывного кольца с перемычками с тарированным усилием разрыва и скреплен с соплом двигателя. Перемычки выполнены в разрывном кольце, на котором, с одной стороны - на внешней, с другой - на внутренней поверхностях, выполнены резьбы для соединения с гильзой и соплом соответственно, при этом на наружной и внутренней поверхностях разрывного кольца выполнены конические участки, соответственно взаимодействующие с коническими участками, выполненными конгруэнтно на гильзе и на сопле. В разрывном кольце между перемычками выполнены Н-образные окна. Гильза снабжена демпфером, выполненным в виде кольцевого гофра. Техническим результатом изобретения является уменьшение массы, а также повышение надежности и безопасности при пуске и эксплуатации снаряда. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области артиллерийской техники, в частности к артиллерийским снарядам и минометным выстрелам. Минометный выстрел содержит мину с шарнирно закрепленными на ее корпусе с возможностью разворота аэродинамическими поверхностями. На концах аэродинамических поверхностях образованы фигурные вырезы, в которых установлено стопорное кольцо с продольными выемками по числу аэродинамических поверхностей. Корпус мины выполнен с хвостовиком для закрепления аэродинамических поверхностей. Фигурные вырезы аэродинамических поверхностей выполнены в виде пересекающихся продольных и поперечных вырезов. Стопорное кольцо имеет отбортовку на противоположном выемкам конце для взаимодействия с поперечными вырезами. Внутри шарниров установлены элементы раскрытия и фиксации раскрытого оперения. Достигается повышение точности и дальности стрельбы. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в рулях направления управляемых ракет. Аэродинамический руль ракеты содержит аэродинамическую поверхность с возможностью складывания, привод управления рулем (ПУР) с возможностью вращения и механизмом стопорения, штоком поршня и фиксатором с возможностью продольного перемещения. Механизм стопорения содержит шарнирно установленную в ПУР качалку, соединенную со штоком поршня и фиксатором. Изобретение позволяет повысить эффективность фиксации стопорения от поворота. 5 ил.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2014-07-27 2014-07-27T19:48:06
Наверх