Складной аэродинамический руль летательного аппарата

Изобретение относится к области летательных аппаратов, а именно - к складываемым аэродинамическим поверхностям беспилотных летательных аппаратов. Складной аэродинамический руль летательного аппарата содержит соединенные полуосями корневую часть и раскрывающуюся поворотную часть, выполненную с возможностью стопорения, источник газа высокого давления и пружину сжатия, используемые в качестве механического привода и расположенные в корневой части руля. Механизм раскрытия состоит из штока, опирающегося на пружину сжатия и соединенного через ось с серьгой, а также фиксатора для стопорения раскрывающей части, связанного со штоком через перемычку. Серьга шарнирно соединена через промежуточную ось с поворотной частью и имеет выше оси со штоком паз, равный половине диаметра оси штока. Ось штока срезана на половину своего диаметра в месте вращения серьги. Совместное поступательное движение фиксатора и серьги обеспечивает синхронную работу раскрывающей и стопорящей частей механизма. Использование в качестве одного из элементов раскрытии руля источника газа высокого давления совместно с пружиной сжатия позволяет получить значительный раскрывающий момент. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Описание изобретения.

Область техники, к которой относится изобретение.

Изобретение относится к ракетной технике и касается складываемых аэродинамических поверхностей, механизмов раскрытия и стопорения.

Уровень техники.

Известен механизм раскрытия и стопорения руля (см. патент RU 2458316 C1, МПК F42B 10/14, 2006.01 «Складной руль управляемой ракеты», дата публикации - 10.08.2012), выбранный в данном изобретении в качестве аналога.

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, имеющий возможность 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, тем самым повышается надежность срабатывания складных рулей.

Недостатком аналога является использование механизма раскрытия руля, выполненного отдельно от механизма фиксации, вследствие чего возникает ударное воздействие и теряется полезный момент, а также возрастает конструктивная сложность и снижается надежность фиксации, что, в свою очередь, требует увеличения толщины корневой части.

Также известен «Механизм раскрытия и стопорения рулей и крыльев» (см. патент RU 2037135 С1, МПК F42B 10/14, МПК F42B 10/48, опубликован 09.06.1995, патент утратил свое действие), наиболее близкий к предлагаемому изобретению и выбранный в качестве прототипа. Механизм, содержащий поворотную и корневую части конструкции, раскрывающую и стопорящую исполнительные части и пружину в качестве механического привода, в котором соединение воедино механизмов раскрытия и фиксации поворотной части руля или крыла позволяет работать синхронно раскрывающим и стопорящим элементам, полностью используя энергию привода и инерцию подвижных частей для раскрытия и стопорения рулей и крыльев, не вызывая их противодействия, при этом обеспечивается компактное размещение механизма в теле конструкции без увеличения ее аэродинамического сопротивления, момента инерции и массы.

Недостатком прототипа является малый момент раскрытия руля, что, в свою очередь, накладывает ограничения на его использование при определенных условиях пуска, требующих большего момента раскрытия.

Раскрытие сущности изобретения.

Технический результат, который устраняет указанные недостатки, заключается в объединении механизмов раскрытия и стопорения поворотной части руля в единый механизм, расположенный компактно в теле конструкции и обеспечивающий ей наилучшие аэродинамические характеристики и минимальный момент инерции относительно оси поворота для раскрытия руля.

Технический результат достигается применением в конструкции механизма перемычки, которая соединяет фиксатор, являющийся стопором поворотной части, и шток, являющийся элементом раскрывающей части механизма.

Совместное поступательное движение фиксатора и серьги обеспечивает синхронную работу раскрывающей и стопорящей частей механизма.

Использование в качестве одного из элементов раскрытия руля источника газа высокого давления совместно с пружиной сжатия позволяет получить значительный раскрывающий момент.

Изобретение иллюстрируется чертежами, где на Фиг. 1 показано размещение механизмов раскрытия и фиксации при раскрытом положении руля, на Фиг. 2 показано поперечное сечение руля при сложенном положении руля и на Фиг. 3 - в раскрытом положении.

Складной аэродинамический руль включает: источник газа высокого давления 1, пружину 2, фиксатор 3, шток 4, ось 5, полуоси 6, серьгу 7, промежуточную ось 8, корневую часть 9, поворотную часть 10, перемычку 11.

В корневой части 9 расположены: источник газа высокого давления 1, пружина сжатия 2, фиксатор 3, связанный со штоком 4 через перемычку 11. Шток 4 соединен с серьгой 7 через ось 5, имеющей паз, равный по ширине половине диаметра оси штока 4. Серьга 7 связана через промежуточную ось 8 с поворотной частью 10. Полуоси 6 являются осью складывания руля.

Осуществление изобретения.

Поворотная часть 10 переходит из сложенного положения в раскрытое, являющееся продолжением корневой части 9. Раскрытие осуществляется крутящим моментом вокруг оси складывания, который создается суммарной силой источника газа высокого давления 1 и пружины сжатия 2, действующей на шток 4 и передающейся на поворотную часть 10 с помощью кривошипно-ползунного механизма (механического привода), образованной серьгой 7, установленной на шарнирах.

Шток 4, двигающийся в процессе раскрытия, поступательно продвигает через перемычку 11 фиксатор 3, серьга 7 проворачивается относительно оси 5, установленной в штоке 4 (см. Фиг 2), срезанная часть диаметра оси 5 проскальзывает в паз серьги 7, позволяя совершить дополнительное поступательное движение фиксатору 3 для стопорения консоли. Пружина сжатия 2 в раскрытом положении консоли 10 обеспечивает поджатие фиксатора 3.

1. Складной аэродинамический руль летательного аппарата, содержащий соединенные полуосями корневую часть и раскрывающуюся поворотную часть, выполненную с возможностью стопорения, источник газа высокого давления и пружину сжатия, используемые в качестве механического привода и расположенные в корневой части руля, отличающийся тем, что механизм раскрытия состоит из штока, опирающегося на пружину сжатия и соединенного через ось с серьгой, а также фиксатора для стопорения раскрывающей части, связанного со штоком через перемычку, причем серьга шарнирно соединена через промежуточную ось с поворотной частью и имеет выше оси со штоком паз, равный половине диаметра оси штока, а ось штока срезана на половину своего диаметра в месте вращения серьги.

2. Складной аэродинамический руль летательного аппарата по п. 1, отличающийся тем, что большая часть момента раскрытия создается источником газа высокого давления.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к летательным аппаратам, стартующим из ограниченного объема носителя при высоких аэродинамических нагрузках. Складываемая аэродинамическая поверхность содержит основание и шарнирно соединенную с ним поворотную лопасть, расположенные соосно оси складывания два цилиндра и взаимодействующие между собой поршень-толкатель, скользящий внутри первого цилиндра, и винтовой шток, концами входящий во внутренние полости цилиндров, один из которых соединен с основанием, а второй - с лопастью.

Изобретение относится к области проектирования малогабаритных импульсных твердотопливных реактивных двигателей (РДТТ), которые находят широкое применение в качестве средств коррекции траектории полета управляемых ракет, снарядов и космических аппаратов.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в реактивных системах залпового огня (РСЗО). Осуществляют наведение пусковой установки (ПУ) в горизонтальной плоскости в направлении на цель, поднимают направляющие с реактивными снарядами (РС) на заданный угол пуска в вертикальной плоскости (ВП), вводят расчетное время (РВ) полета в систему автономной коррекции траектории полета (САКТ) PC по начальному участку траектории, включают твердотопливные ракетные двигатели, осуществляют пуск PC под малым углом в ВП по начальному участку траектории полета (УТП) PC с учётом технических характеристик ПУ и рельефа местности размещения ПУ, осуществляют перевод PC на новую траекторию с большим углом в ВП после истечения РВ с учётом условия необнаружения PC на начальном участке траектории радиолокационной станцией (РЛС) контрбатарейной борьбы (КББ) противника, производят пуск PC с последующим полетом по заданной баллистической траектории, имитирующей запуск PC из фиктивной точки, удаленной от ПУ на безопасное расстояние, исключающее поражение ПУ огнем артиллерии противника по результатам засечки РЛС КББ стартовой позиции РСЗО, управляют углами тангажа и рысканья PC с помощью газодинамических рулей по командам от САКТ PC в зависимости от безопасной высоты полета PC, исключающей обнаружение с помощью РЛС КББ, удаления ПУ от РЛС от линии фронта, минимального угла обзора РЛС КББ в ВП, фиктивного угла пуска, угла пуска PC в ВП, угла вектора скорости PC, поправки к углу пуска PC, скорости полета PC, допустимой перегрузки PC в ВП, ускорения свободного падения, поражают цель.

Изобретение относится к средствам фиксации складывающихся аэродинамических поверхностей летательного аппарата. Устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей летательного аппарата содержит узел, обеспечивающий прилегание аэродинамических поверхностей к корпусу летательному аппарату, и связанный с ним исполнительный стопорящий механизм, который выполнен в виде пиропривода со штоком-толкателем и закреплен в корпусе.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к средствам раскладывания аэродинамических поверхностей. .

Изобретение относится к авиастроению. .

Изобретение относится к ракетной технике. .

Изобретение относится к ракетостроению и может быть использовано в качестве реактивного снаряда. .

Решетчатая аэродинамическая поверхность содержит силовую раму, состоящую из двух боковин, корневого и концевого планов в виде металлических пластин, и опоры крепления силовой рамы к механизму управления решетчатой аэродинамической поверхностью.

Изобретение относится к авиационной технике и касается средств раскладывания консолей крыла летательного аппарата (ЛА). Устройство раскладывания консолей крыла летательного аппарата содержит две тяги и силовой цилиндр с поршнем.

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике, стартующей из транспортно-пускового контейнера. Складываемая аэродинамическая поверхность летательного аппарата содержит панель и узел подвески к корпусу летательного аппарата, которые образуют шарнирное соединение с помощью оси складывания, механизм раскрытия панели и механизм фиксации панели в раскрытом положении в виде подпружиненных пальцев с конической частью на конце.

Устройство складывания аэродинамической поверхности летательного аппарата (ЛА) содержит подвижную и неподвижную части аэродинамической поверхности, исполнительные механизмы складывания в виде приводов и Г-образных качалок, короткие плечи которых зафиксированы на осях вращения, установленных в подвижной и неподвижной частях аэродинамической поверхности с возможностью полностью заключить в ее внутреннем пространстве механизм складывания.

Изобретение «Механизм раскрытия и стопорения крыльев ракеты» относится к ракетной технике и касается складываемых аэродинамических поверхностей, механизмов их раскрытия и стопорения.

Изобретение относится к области летательных аппаратов (ЛА), а именно к способам фиксации рулей от поворота до начала работы рулевых приводов. Способ фиксации аэродинамического руля летательного аппарата включает размещение подпружиненного штока фиксатора в подвижном и неподвижном элементах летательного аппарата.

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

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к складным аэродинамическим поверхностям и механизмам их раскрытия. Раскрываемое, шарнирно закрепленное на корпусе крыло и механизм раскрытия консолей крыла, выполненный в виде Т-образно вращающихся стержней, установленных перпендикулярно друг к другу, один из которых имеет возможность перемещаться вдоль оси другого и вдоль консоли крыла, а второй закреплен шарнирно на другой ступени ракеты.

Изобретение относится к области вооружений и может быть использовано в ракетной технике. Задачей, решаемой данным изобретением, является обеспечение работоспособности ракеты при полете в плотных слоях атмосферы на сверхвысоких скоростях полета и высоких силовых нагрузках, а также уменьшение пассивной массы ракеты.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к конструкции малогабаритных управляемых ракет, выстреливаемых из трубчатой направляющей – контейнера, и может быть использовано в конструкциях с различными аэродинамическими схемами.

Изобретение относится к области летательных аппаратов, а именно - к складываемым аэродинамическим поверхностям беспилотных летательных аппаратов. Складной аэродинамический руль летательного аппарата содержит соединенные полуосями корневую часть и раскрывающуюся поворотную часть, выполненную с возможностью стопорения, источник газа высокого давления и пружину сжатия, используемые в качестве механического привода и расположенные в корневой части руля. Механизм раскрытия состоит из штока, опирающегося на пружину сжатия и соединенного через ось с серьгой, а также фиксатора для стопорения раскрывающей части, связанного со штоком через перемычку. Серьга шарнирно соединена через промежуточную ось с поворотной частью и имеет выше оси со штоком паз, равный половине диаметра оси штока. Ось штока срезана на половину своего диаметра в месте вращения серьги. Совместное поступательное движение фиксатора и серьги обеспечивает синхронную работу раскрывающей и стопорящей частей механизма. Использование в качестве одного из элементов раскрытии руля источника газа высокого давления совместно с пружиной сжатия позволяет получить значительный раскрывающий момент. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Наверх