RU156494U1 - Складывающееся крыло ракеты - Google Patents
Складывающееся крыло ракеты Download PDFInfo
- Publication number
- RU156494U1 RU156494U1 RU2015116099/11U RU2015116099U RU156494U1 RU 156494 U1 RU156494 U1 RU 156494U1 RU 2015116099/11 U RU2015116099/11 U RU 2015116099/11U RU 2015116099 U RU2015116099 U RU 2015116099U RU 156494 U1 RU156494 U1 RU 156494U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- recess
- base
- wing
- liners
- rocket
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Fluid-Damping Devices (AREA)
Abstract
Складывающееся крыло ракеты, содержащее жестко закрепленное на корпусе ракеты основание с выемкой, лопасть крыла с корневой частью, шарнирно соединенной с вкладышами, устройство раскрытия в виде расположенной в выемке рессоры, взаимодействующей своими концами с вкладышами, а центральной частью с опорой, отличающееся тем, что опора шарнирно закреплена концами в выемке основания с помощью подвижных относительно выемки осей и выполнена с нелинейным демпфером в виде симметричной пластины переменного сечения.
Description
Полезная модель относится к области реактивных боеприпасов и может быть использована в малогабаритных гиперзвуковых ракетах.
Одним из основных требований, предъявляемых к конструкции механизма раскрытия крыльев таких ракет, является надежная фиксация крыльев после их раскрытия.
Известны складывающиеся рули ракет (патент США №3650496, 1972 г., F42B 13/32), в котором их механизм раскрытия рулей требует дополнительного объема в корпусе ракеты, что является существенным недостатком для малогабаритных ракет.
Наиболее близким по технической сущности к заявляемой полезной модели, принятое за прототип, является складывающееся крыло (патент РФ №2184339, кл. МПК 7 F42B 10/14). Данная конструкция содержит жестко закрепленное на корпусе ракеты основание с выемкой, лопасть с ответной посадочной частью, шарнирно соединенную с вкладышами, устройство раскрытия в виде расположенной в выемке рессоры, взаимодействующей своими концами с вкладышами и жестко закрепленной в своей средней части. В концевых выемках основания размещено устройство фиксации, состоящее из плоских фиксаторов, поджатых пружиной и взаимодействующих с выемками во вкладышах. Указанное устройство, решая задачу уменьшения габаритов и массы, не позволяет надежно зафиксировать лопасть после ее раскрытия.
У малогабаритных гиперзвуковых ракет, испытывающих во время старта существенные аэродинамические нагрузки на раскрывающиеся крылья, возникает необходимость значительного повышения усилия для их раскрытия, например, путем увеличения количества пластин в рессоре. Вследствие этого увеличивается скорость взаимодействия вкладышей крыла с основанием, что может привести к эффекту «отскока» крыла. При этом не обеспечивается взаимодействие фиксаторов с выемками вкладышей.
Целью предлагаемого технического решения является повышение надежности фиксации крыльев в рабочем положении после их раскрытия.
Предлагаемое устройство поясняется чертежами, где
- на фигуре 1 показано крыло в рабочем положении;
- на фигуре 2 показано крыло в сложенном состоянии;
- на фигуре 3 показана динамическая характеристика нелинейного демпфера.
Устройство состоит из основания 1, жестко закрепленного на корпусе ракеты 2, и складывающихся крыльев 3 с корневой частью 4. В выемке 5 основания размещен механизм раскрытия, выполненный в виде листовой рессоры 6, состоящей из нескольких пластин. Рессора установлена с предварительным поджатием в сторону радиального вхождения крыла в основание и своей центральной частью взаимодействует с опорой 7. Опора выполнена в виде демпфера, шарнирно закрепленного концами в выемке основания с помощью подвижных относительно выемки осей 8, при этом нелинейность динамических характеристик демпфера обеспечивается его симметрично переменным по длине сечением. Крыло взаимодействует с рессорой посредством плоских вкладышей 9, один конец которых шарнирно закреплен на корневой части крыла, а второй снабжен карманом 10 для размещения конца рессоры. В выемках 11 основания размещены фиксаторы 12, поджатые пружинами 13.
Работа устройства осуществляется следующим образом.
При освобождении сложенного крыла (после выхода ракеты из пускового контейнера) оно под действием рессоры устанавливается в рабочее положение, входя корневой частью в выемку основания. После соприкосновения вкладышей с основанием выемки, рессора продолжает прогибаться в своей центральной части, взаимодействуя с демпфером. Прогиб центральной части демпфера и его возврат в исходное положение обеспечивается временем удержания вкладышей в нижнем положении, достаточным для надежного срабатывания фиксаторов, запирающих крыло в рабочем положении.
Нелинейность динамических характеристик демпфера исключает возникновение резонансных частот при его взаимодействии с рессорой, что позволяет резко увеличить время прогиба и возврата демпфера в исходное положение, за счет чего повышается надежность срабатывания запорного устройства.
Проведенные натурные испытания ракет показали, что использование предлагаемой конструкции заявленной полезной модели обеспечивает надежность фиксации крыльев в рабочем положении после их раскрытия.
Claims (1)
- Складывающееся крыло ракеты, содержащее жестко закрепленное на корпусе ракеты основание с выемкой, лопасть крыла с корневой частью, шарнирно соединенной с вкладышами, устройство раскрытия в виде расположенной в выемке рессоры, взаимодействующей своими концами с вкладышами, а центральной частью с опорой, отличающееся тем, что опора шарнирно закреплена концами в выемке основания с помощью подвижных относительно выемки осей и выполнена с нелинейным демпфером в виде симметричной пластины переменного сечения.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015116099/11U RU156494U1 (ru) | 2015-04-28 | 2015-04-28 | Складывающееся крыло ракеты |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015116099/11U RU156494U1 (ru) | 2015-04-28 | 2015-04-28 | Складывающееся крыло ракеты |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU156494U1 true RU156494U1 (ru) | 2015-11-10 |
Family
ID=54536653
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2015116099/11U RU156494U1 (ru) | 2015-04-28 | 2015-04-28 | Складывающееся крыло ракеты |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU156494U1 (ru) |
-
2015
- 2015-04-28 RU RU2015116099/11U patent/RU156494U1/ru active
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US8754352B2 (en) | Compression spring wing deployment initiator | |
US1879840A (en) | Bladed projectile | |
US3273500A (en) | Self-erecting folding fin | |
US3697019A (en) | Stabilizing fin assembly | |
RU156494U1 (ru) | Складывающееся крыло ракеты | |
RU2535789C1 (ru) | Складной аэродинамический руль | |
US8274025B2 (en) | Aircraft with segmented deployable control surfaces | |
US8686329B2 (en) | Torsion spring wing deployment initiator | |
CN108190003B (zh) | 一种具有缓冲机构的无人机 | |
US20120210901A1 (en) | Self-sprung stabilization fin system for gun-launched artillery projectiles | |
RU2568965C1 (ru) | Устройство разделения сброса головного обтекателя ракеты-носителя | |
RU2611795C1 (ru) | Реактивный снаряд | |
RU2538741C1 (ru) | Складной аэродинамический руль | |
RU2492413C1 (ru) | Сбрасываемый головной обтекатель летательного аппарата (варианты) | |
RU2587751C1 (ru) | Раскрываемый руль | |
KR101338177B1 (ko) | 휴대용 유도탄 조종날개 조정 장치 | |
KR101931034B1 (ko) | 비행 안정화를 위한 꼬리날개 유닛과 그 체결 방법 | |
RU2395057C1 (ru) | Стабилизатор снаряда | |
CN211876870U (zh) | 一种新型气压式弹翼折叠机构 | |
RU2391621C1 (ru) | Аэродинамический стабилизатор реактивного снаряда залпового огня | |
RU2388984C1 (ru) | Транспортно-пусковой контейнер | |
RU2184339C1 (ru) | Складывающееся крыло малогабаритной ракеты | |
RU225333U1 (ru) | Стабилизатор снаряда | |
KR102222033B1 (ko) | 발사체용 전개식 날개 장치 및 이를 포함하는 발사체 | |
RU2731138C1 (ru) | Устройство фиксации консолей крыла летательного аппарата в сложенном состоянии |