RU2365866C1 - Missile folding stabiliser fin - Google Patents

Missile folding stabiliser fin Download PDF

Info

Publication number
RU2365866C1
RU2365866C1 RU2008106835/02A RU2008106835A RU2365866C1 RU 2365866 C1 RU2365866 C1 RU 2365866C1 RU 2008106835/02 A RU2008106835/02 A RU 2008106835/02A RU 2008106835 A RU2008106835 A RU 2008106835A RU 2365866 C1 RU2365866 C1 RU 2365866C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
pusher
output shaft
drive
rudder
axis
Prior art date
Application number
RU2008106835/02A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Александр Павлович Кравчук (RU)
Александр Павлович Кравчук
Григорий Рафаилович Орелиов (RU)
Григорий Рафаилович Орелиов
Дмитрий Викторович Сивец (RU)
Дмитрий Викторович Сивец
Владимир Сергеевич Сокольник (RU)
Владимир Сергеевич Сокольник
Виктор Иванович Тарасов (RU)
Виктор Иванович Тарасов
Виталий Васильевич Хмелев (RU)
Виталий Васильевич Хмелев
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Государственное машиностроительное конструкторское бюро "Вымпел" им. И.И. Торопова"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Открытое акционерное общество "Государственное машиностроительное конструкторское бюро "Вымпел" им. И.И. Торопова" filed Critical Открытое акционерное общество "Государственное машиностроительное конструкторское бюро "Вымпел" им. И.И. Торопова"
Priority to RU2008106835/02A priority Critical patent/RU2365866C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2365866C1 publication Critical patent/RU2365866C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Handcart (AREA)

Abstract

FIELD: ammunition.
SUBSTANCE: invention relates to ammunition, particularly to guided missiles, namely to folding stabiliser fin. Proposed folding stabiliser fin comprises its root part attached to the drive output shaft and its rotary part with tapered ledges and stabiliser fin opening mechanism. The latter incorporates spring-loaded pushrod fitted in the drive output shaft. Aforesaid rotary part is seats on two semi-axles fitted in the stabiliser fit root part both sides, perpendicular to the said shaft. Note that there is a blunt cutout made along the drive output shaft lengthwise axis, in previously mentioned rotary part. Pushrod is forced by springs to move outwards and along the drive shaft axis. The pushrod outer end face features a tapered slot oriented along the missile lengthwise axis. A plate to interact with the said rotary part is fitted right across the pushrod face tapered slot.
EFFECT: higher stiffness of stabiliser fin, reduced as-folded dimensions.
3 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к области оборонной техники, а именно к складывающимся рулям или стабилизаторам управляемых ракет.The invention relates to the field of defense technology, namely to folding steering wheels or stabilizers of guided missiles.

Такого рода рули обычно применяются в ракетах при их размещении в транспортно-пусковых контейнерах, например в трубах пусковой установки.Such rudders are usually used in missiles when they are placed in transport and launch containers, for example, in launcher tubes.

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.Known devices for folding rudders that rotate around an axis parallel to the longitudinal axis of the rocket are presented by US patents No. 2858765 from 04.11.1956 and No. 3125956 from 03.24.64.

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.Also known device folding rudders missiles, presented US Pat. USA No. 3650496 dated 03/21/1972, This device is the closest in technical essence to the proposed invention and is selected as a prototype.

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.The specified device includes the root and rotary parts of the steering wheel connected by an adapter that can rotate relative to the root part around the first axis and relative to the rotary part around the second axis, as well as a control unit connected to the rotary part through the third axis, which can move linearly under the action control node. The control unit is made in the form of a pusher, when moving it inside the rocket under the action of a spring, the third axis also moves and turns the steering part of the steering wheel to the working position.

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.These three axes are parallel and mutually arranged so that at the end of the process of turning the steering wheel to the working position, the steering wheel approaches the root part almost plane-parallel, while the conical protrusions on the steering part and the conical slots on the root of the steering wheel are interlocked.

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.The disadvantage of this device is the low stiffness of the steering wheel, due to the presence of an additional intermediate element between the root and rotary parts, as well as a fairly developed root of the steering wheel, which entails an increase in the transverse dimensions of the rocket when the steering wheels are folded.

Технической задачей изобретения является создание компактной и надежной конструкции рулей.An object of the invention is the creation of a compact and reliable design of the rudders.

Техническим результатом является повышение жесткости рулей и уменьшение их поперечных габаритов в сложенном положении.The technical result is to increase the stiffness of the rudders and reduce their transverse dimensions when folded.

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.To solve this problem, in a folding rudder of a guided missile containing the root part of the rudder fixed to the output shaft of the rudder, the rudder part of the rudder with conical protrusions and the rudder opening mechanism containing a spring-loaded pusher located in the output shaft of the rudder drive, the rudder part of the rudder is mounted on two axles, placed in the root part of the steering wheel perpendicular to the axis of the output shaft of the drive on both sides of it, and it made a blind cut along the axis of the output shaft of the drive, and the pusher is installed with the possibility its movement under the action of the spring outward along the axis of the drive shaft, while on the outer end of the pusher there is a conical groove oriented along the longitudinal axis of the rocket, and a plate is installed located across the specified conical groove, interacting with the surface of the slot in the steering wheel rotary part.

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.In addition, the end face of the pusher plate and the slot surface interacting with it in the steering wheel pivot section are profiled with the possibility of further pushing the pusher after a complete rotation of the steering wheel pivot section and subsequent jamming of the conical protrusions of the latter in the conical groove of the pusher, and the rotary part of the steering wheel included in the conical groove of the pusher , made in the form of a truncated cone with a taper angle not exceeding the taper angle of the above groove.

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).Figure 1, 2 presents a General view of the steering wheel with a mechanism for its disclosure (in the folded position, front view, and side view in the working position, respectively).

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.The steering wheel consists of a root part 1 and a rotary part 2, mounted on the root part on the half shafts 3. The root part 1, made in the form of two brackets with holes for these half shafts, is rigidly fixed to the output shaft 4 of the drive of the steering wheel control unit (not shown). The disclosure mechanism of the steering wheel includes a pusher 5 located inside the output shaft 4 of the drive of the steering wheel control unit. A compression spring 6 is installed in the plunger, resting at one end on the body of the pusher, and the other on the shoulder of the output shaft of the drive.

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.The pusher is made in the form of a hollow cylinder with guide belts and a head part, which is provided at its outer end with a conical groove 7 oriented along the longitudinal axis of the rocket. In the middle of this groove at the outer end of the pusher 5 across the said groove 7 is a protruding plate 8 with a beveled front edge directly interacting with the rotary part 2 of the steering wheel.

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. In the area of the axis of the output shaft 4, the rotary part 2 has a blind slot 9, which includes the specified plate 8. At the end of this slot of the rotary part 2, a special plate 10 is fixed with a profiled surface along which the front beveled end of the plate 8 of the pusher 5 slides during the steering wheel from transport to working position.

Раскрытие руля осуществляется следующим образом (вариант старта ракеты из транспортно-пускового контейнера).Disclosure of the steering wheel is as follows (version of the launch of the rocket from the transport and launch container).

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.When leaving the container, the steering part 2 of the steering wheel is no longer prevented from turning by the walls of the transport and launch container and under the action of a compression spring 6 through the plate 8 of the pusher 5, the rotary part 2 begins to unfold around the axles 3, as a result of which it is installed in a vertical position. After that, the pusher 5, continuing its outward movement along the axis of the shaft 4, with its conical groove 7 wedges the lower part of the steering part 2 of the steering wheel, thus fixing the indicated rotary part on the root part of the steering wheel.

При этом поворотная часть руля оказывается жестко связанной с выходным валом 4 привода руля.In this case, the rotary part of the steering wheel is rigidly connected with the output shaft 4 of the steering wheel drive.

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.The proposed option, thus, provides reliable and rigid fixation of the rotary part of the steering wheel in the working position and is characterized by the minimum size of the root part, which leads to small transverse dimensions of the steering wheels in the folded (transport) position.

Claims (3)

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.1. Foldable rudder of a rocket containing the root part of the rudder fixed to the output shaft of the drive, a rotary part of the rudder with conical protrusions and a rudder opening mechanism comprising a spring-loaded pusher located in the output shaft of the rudder drive, characterized in that the steering part is mounted on two axles, placed in the root part of the steering wheel perpendicular to the axis of the drive output shaft on both sides of it, and a blind cut is made along the axis of the drive output shaft, and the pusher is mounted with the possibility of its movement I by the spring outwardly along the drive shaft axis, the tapered slot oriented along the longitudinal axis of the missile is made wherein at the outer end of the pusher, and is a plate located across said groove and the conical surface cooperating with the slots in the pivot of the wheel. 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.2. The folding wheel according to claim 1, characterized in that the end face of the pusher plate and the surface of the slot interacting with it in the steering part of the steering wheel are profiled with the possibility of further advancement of the pusher after a complete turn of the steering part of the steering wheel and subsequent jamming of the conical protrusions of the latter in the conical groove of the pusher. 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. 3. The folding wheel according to claim 2, characterized in that the area of the steering part included in the conical groove of the pusher is made in the form of a truncated cone with a taper angle not exceeding the taper angle of the above groove.
RU2008106835/02A 2008-02-26 2008-02-26 Missile folding stabiliser fin RU2365866C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2008106835/02A RU2365866C1 (en) 2008-02-26 2008-02-26 Missile folding stabiliser fin

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2008106835/02A RU2365866C1 (en) 2008-02-26 2008-02-26 Missile folding stabiliser fin

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2365866C1 true RU2365866C1 (en) 2009-08-27

Family

ID=41149941

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2008106835/02A RU2365866C1 (en) 2008-02-26 2008-02-26 Missile folding stabiliser fin

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2365866C1 (en)

Cited By (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2453799C1 (en) * 2010-12-01 2012-06-20 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Collapsible aerofoil of unmanned aircraft
RU2458316C1 (en) * 2011-02-22 2012-08-10 Открытое акционерное общество "Государственное машиностроительное конструкторское бюро "Вымпел" им. И.И. Торопова" Collapsible steer of guided missile
RU2478907C1 (en) * 2011-12-14 2013-04-10 Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Unfolding wing of two-stage rocket
RU2482433C1 (en) * 2011-12-07 2013-05-20 Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Unfolding wing of two-stage missile
RU2482434C1 (en) * 2011-12-14 2013-05-20 Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Unfolding wing of two-stage missile
RU2520812C1 (en) * 2013-03-05 2014-06-27 Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Deployable rudder of missile
RU2538741C1 (en) * 2013-08-21 2015-01-10 Открытое акционерное общество "Долгопрудненское научно-производственное предприятие" Folding air rudder
RU2568974C1 (en) * 2014-09-18 2015-11-20 Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (АО "ВПК "НПО машиностроения") Deployed missile vane
RU169784U1 (en) * 2016-12-16 2017-04-03 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации DETECTED AERODYNAMIC SURFACE OF TWO-STAGE ROCKET
CN108408027A (en) * 2018-03-21 2018-08-17 北京瑞极通达科技有限公司 A kind of rudder face folding rotating mechanism
CN108871103A (en) * 2018-06-14 2018-11-23 湖北三江航天红峰控制有限公司 A kind of miniature missile folds the delay unfolding mechanism of rudder piece
RU2704687C1 (en) * 2018-11-08 2019-10-30 Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Факел" имени Академика П.Д. Грушина" Folding aerodynamic aircraft steering wheel
RU2730903C1 (en) * 2019-09-10 2020-08-26 Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Факел" имени Академика П.Д. Грушина" Opening and locking mechanism of aerodynamic rudder with two axes of folding
RU2770956C1 (en) * 2021-12-21 2022-04-25 Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Факел" имени академика П.Д. Грушина Mechanism for opening and locking handlebars with two folding sections
CN114408163A (en) * 2022-02-08 2022-04-29 中天长光(青岛)装备科技有限公司 Miniature steering engine with foldable rudder blade

Cited By (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2453799C1 (en) * 2010-12-01 2012-06-20 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Collapsible aerofoil of unmanned aircraft
RU2458316C1 (en) * 2011-02-22 2012-08-10 Открытое акционерное общество "Государственное машиностроительное конструкторское бюро "Вымпел" им. И.И. Торопова" Collapsible steer of guided missile
RU2482433C1 (en) * 2011-12-07 2013-05-20 Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Unfolding wing of two-stage missile
RU2478907C1 (en) * 2011-12-14 2013-04-10 Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Unfolding wing of two-stage rocket
RU2482434C1 (en) * 2011-12-14 2013-05-20 Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Unfolding wing of two-stage missile
RU2520812C1 (en) * 2013-03-05 2014-06-27 Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Deployable rudder of missile
RU2538741C1 (en) * 2013-08-21 2015-01-10 Открытое акционерное общество "Долгопрудненское научно-производственное предприятие" Folding air rudder
RU2568974C1 (en) * 2014-09-18 2015-11-20 Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (АО "ВПК "НПО машиностроения") Deployed missile vane
RU169784U1 (en) * 2016-12-16 2017-04-03 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации DETECTED AERODYNAMIC SURFACE OF TWO-STAGE ROCKET
CN108408027A (en) * 2018-03-21 2018-08-17 北京瑞极通达科技有限公司 A kind of rudder face folding rotating mechanism
CN108871103A (en) * 2018-06-14 2018-11-23 湖北三江航天红峰控制有限公司 A kind of miniature missile folds the delay unfolding mechanism of rudder piece
CN108871103B (en) * 2018-06-14 2020-01-14 湖北三江航天红峰控制有限公司 Time delay unfolding mechanism of small missile folding rudder piece
RU2704687C1 (en) * 2018-11-08 2019-10-30 Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Факел" имени Академика П.Д. Грушина" Folding aerodynamic aircraft steering wheel
RU2730903C1 (en) * 2019-09-10 2020-08-26 Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Факел" имени Академика П.Д. Грушина" Opening and locking mechanism of aerodynamic rudder with two axes of folding
WO2021049973A1 (en) * 2019-09-10 2021-03-18 Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Факел" имени Академика П.Д. Грушина" Mechanism for unfolding and locking an aerodynamic rudder having two fold axes
RU2770956C1 (en) * 2021-12-21 2022-04-25 Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Факел" имени академика П.Д. Грушина Mechanism for opening and locking handlebars with two folding sections
CN114408163A (en) * 2022-02-08 2022-04-29 中天长光(青岛)装备科技有限公司 Miniature steering engine with foldable rudder blade
CN114408163B (en) * 2022-02-08 2023-09-08 中天长光(青岛)装备科技有限公司 Steering wheel with foldable rudder piece

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2365866C1 (en) Missile folding stabiliser fin
KR101234218B1 (en) Wing device and flight vehicle having the same
JP4740125B2 (en) Missile with odd symmetric tail fins
ES2239157T3 (en) FINING UNIT.
US8592737B2 (en) Device for simultaneous deployment of the control surfaces of a projectile
KR101069246B1 (en) Apparatus for deploying wing and apparatus for launching flight having the same
RU2535789C1 (en) Folding aerodynamic rudder
US3650496A (en) Folding fins for missiles
CN103587686A (en) Catapulted folding wing flying robot
RU2538741C1 (en) Folding air rudder
KR102223487B1 (en) Fin deployment mechanism for a projectile and method for fin deployment
KR20220050172A (en) Wing deployment initiator and lock mechanism
ES2770875T3 (en) Adjustable steering column for motor vehicles with energy absorber for vehicle collision
US3819132A (en) Self propelled projectile with fins
US20180112958A1 (en) Canard stowage lock
RU2458316C1 (en) Collapsible steer of guided missile
RU2524475C1 (en) Guided missile folding rudder
DE10130383A1 (en) Artillery projectile with interchangeable payload
RU2520812C1 (en) Deployable rudder of missile
KR101495863B1 (en) Gliding robot system with single actuator
US2959143A (en) Radial expanding taper formed movable fins for missles or torpedos
RU2587751C1 (en) Deployable rudder
RU2532286C1 (en) Rocket aerodynamic rudder
KR101338177B1 (en) Adjustable apparatus for control wing of portable guided missile
RU2568974C1 (en) Deployed missile vane

Legal Events

Date Code Title Description
QB4A Licence on use of patent

Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20211221

Effective date: 20211221