RU2478907C1

RU2478907C1 - Unfolding wing of two-stage rocket

Info

Publication number: RU2478907C1
Application number: RU2011150664/11A
Authority: RU
Inventors: Владимир Александрович Волков; Вячеслав Александрович Земсков; Лев Владимирович Белюстин
Priority date: 2011-12-14
Filing date: 2011-12-14
Publication date: 2013-04-10

Abstract

FIELD: weapons and ammunition.

SUBSTANCE: wing and unfolding mechanism are arranged independently at different stages of the rocket. Unfolding mechanism is composed of revolving crank consisting of lever and pin fitted in thrust bearing. Pivot pins of wing and lever are aligned. Said lever is fitted on its pivot pin to revolve thereon and locked by pyro retainer fixed at said lever. Thrusts are fitted on lever pivot pin and on lever proper to accommodate contraction spring there between. Said lever if furnished with pins to interact with seats made in wing rear edge. Wing unfolds behind its rear edge by means of two pins fitted on said lever.

EFFECT: reduced unfolding forces, decreased weight.

7 dwg

Description

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, находящихся под обтекателем, крыльев двухступенчатых ракет.The invention relates to the field of rocket technology, namely to folding aerodynamic surfaces (wings, rudders, stabilizers) and mechanisms for their disclosure, and can be used in the construction of mechanisms for opening folding, under the fairing, wings of two-stage missiles.

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 либо из транспортно-пусковых контейнеров, либо со стартово-разгонных ступеней и находящиеся при разгоне под обтекателем. Наличие складываемых конструкций продиктовано уменьшением габаритов средств доставки ракет.Missiles with expanding aerodynamic surfaces (wings, rudders, stabilizers) are widely known for a long time (US patent No. 3650496, 1972; RF patents No. 2243488, F42B 10/14, 2004; No. 2284450, F42B 10/14, 2006 .and etc.). These are missiles starting either from transport-launch containers, or from launch-booster stages and located under the cowl during acceleration. The presence of folding structures is dictated by a decrease in the dimensions of missile delivery vehicles.

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.The closest set of essential features is the technical solution according to the patent of the Russian Federation No. 2365866, F42B 10/14, 2008, which was adopted by the authors for the closest analogue.

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 конкретном случае пружинный толкатель. 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.This technical solution is a folding steering wheel pivotally mounted on the rocket body and rigidly fixed after opening. The steering wheel is moved from the folded position to the opened one using the steering wheel opening mechanism located inside the steering drive shaft and representing in this particular case a spring pusher. As a disclosure mechanism, it would be possible to use (especially in the case of large hinge moments during disclosure) devices with a different operating principle, for example, pyro-pushers, pneumatic and hydromechanisms.

Указанное устройство представляет собой компактное устройство с малыми габаритными размерами и может быть признано рациональным для одноступенчатых ракет с аэродинамическими поверхностями (рулями) малой площади.The specified device is a compact device with small overall dimensions and can be considered rational for single-stage missiles with aerodynamic surfaces (rudders) of a small area.

Однако для вытянутых вдоль корпуса аэродинамических поверхностей (несущих крыльев) сверхзвуковых и гиперзвуковых ракет, включающих в себя для достижения заданной скорости полета разгонные (отделяемые) ступени, данное техническое решение использовать нецелесообразно, так как такие крылья, как правило, устанавливаются не менее чем на двух значительно разнесенных по длине корпуса шарнирных опорах, а для их раскрытия (из-за большой скорости полета и значительной площади крыльев) требуются значительные усилия для преодоления больших шарнирных моментов при раскрытии. Это приводит к значительному увеличению массы (паразитной после раскрытия крыльев) размещенных на маршевой ступени механизмов раскрытия и систем, обеспечивающих их функционирование, и к уменьшению полезного объема внутри самой ракеты для размещения других систем ракеты.However, for supersonic and hypersonic missiles elongated along the body of the aerodynamic surfaces (bearing wings), which include accelerating (detachable) stages to achieve a given flight speed, this technical solution is not practical, since such wings are usually installed on at least two the articulated supports are significantly spaced along the length of the hull, and for their disclosure (due to the high flight speed and significant wing area), considerable efforts are required to overcome large hinges moments of the disclosure. This leads to a significant increase in the mass (parasitic after opening the wings) of the deployment mechanisms and systems that ensure their functioning, located on the marching stage, and to a decrease in the net volume inside the rocket itself to accommodate other rocket systems.

Указанные недостатки устраняются тем, что механизм раскрытия крыла конструктивно отделен от шарнирно установленного на корпусе маршевой ступени ракеты крыла, размещен на разгонной (отделяемой) ступени ракеты и взаимодействует с крылом посредством двух пальцев кривошипа механизма раскрытия, утопленных в гнездах, размещенных в задней кромке крыла. Наличие двух пальцев позволяет приложить момент на поворот крыла непосредственно к кромке крыла (в двух точках) и гарантировано повернуть крыло, в том числе и составное - с вращающимся элероном (элевоном) в задней части крыла. Выполнить такую операцию с составным крылом одним пальцем (контакт с кромкой в одной точке в виде сосредоточенной в точке силы) достаточно проблематично - крыло вместо того, чтобы раскрываться, может просто сложиться по линии вращения элерона (элевона) и в конце концов сломаться.These drawbacks are eliminated by the fact that the wing opening mechanism is structurally separated from the wing rocket march stage pivotally mounted on the body, placed on the upper stage (detachable) of the rocket, and interacts with the wing by means of two fingers of the opening mechanism crank recessed in sockets located in the trailing edge of the wing. The presence of two fingers allows you to apply a moment to the wing rotation directly to the wing edge (at two points) and it is guaranteed to rotate the wing, including the composite one - with a rotating aileron (elevon) in the rear part of the wing. To perform such an operation with a single wing with one finger (contact with the edge at one point in the form of a force concentrated at the point) is quite problematic - instead of expanding, the wing can simply fold along the line of rotation of the aileron (elevon) and eventually break.

Как следует из вышеизложенного, механизм раскрытия крыла после раскрытия последнего становится ненужным (паразитной массой) и потому отбрасывается вместе с разгонной ступенью при разделении ступеней ракеты. Однако в момент разделения ступеней пальцы кривошипа механизма раскрытия находятся в гнездах задней кромки крыла и могут быть с некоторым усилием поджаты крылом. Это усилие многократно увеличивается, если будет задействован механизм, управляющий элевоном. Кроме того задние кромки крыла могут быть скошены под произвольным углом, к оси ракеты, что автоматически приводит к несовпадению ориентации осей пальцев и соответствующих им гнезд в кромке с направлением выхода пальцев из гнезд при разделении ступеней. Все это может привести к малопредсказуемым изменениям в динамике процесса разделения ступеней, что нежелательно.As follows from the foregoing, the wing opening mechanism after the opening of the latter becomes unnecessary (parasitic mass) and therefore is discarded along with the booster stage when separating the rocket stages. However, at the moment of separation of the steps, the fingers of the crank of the opening mechanism are located in the nests of the trailing edge of the wing and can be pushed with some effort by the wing. This effort increases many times if the mechanism controlling the elevon is involved. In addition, the trailing edges of the wing can be beveled at an arbitrary angle to the axis of the rocket, which automatically leads to a mismatch in the orientation of the axes of the fingers and their corresponding nests in the edge with the direction of the fingers exit the nests when separating the steps. All this can lead to unpredictable changes in the dynamics of the process of separation of steps, which is undesirable.

С целью устранения этого недостатка механизм раскрытия крыла дополнен механизмом отвода от кромки крыла кривошипа, состоящего из рычага и оси вращения рычага. Механизм отвода состоит из двух упоров и размещенной между ними пружины сжатия, один из упоров закреплен на рычаге, второй упор неподвижно установлен на оси вращения рычага, при этом рычаг установлен на оси вращения рычага с возможностью взаимного вращения и зафиксирован в исходном положении пиростопором, установленном на рычаге. В отведенном от кромки крыла положении рычаг устанавливается на собственный фиксатор.In order to eliminate this drawback, the wing opening mechanism is supplemented by a mechanism for diverting from the wing edge of the crank, consisting of a lever and an axis of rotation of the lever. The retraction mechanism consists of two stops and a compression spring placed between them, one of the stops is fixed on the lever, the second stop is fixedly mounted on the axis of rotation of the lever, while the lever is mounted on the axis of rotation of the lever with the possibility of mutual rotation and is fixed in the initial position by a pyrostop mounted on lever. In the position withdrawn from the wing edge, the lever is mounted on its own latch.

Предложенное техническое решение поясняется чертежами - на фиг.1, 2 представлен общий вид крыла с механизмом раскрытия (вид сбоку на крыло и вид по направлению полета), на фиг.3 показан вид сбоку на механизм отвода в исходном положении, на фиг.6 - тот же вид на механизм отвода в конечном положении, на фиг.4, 6, 7 - сечения по отдельным элементам конструкции.The proposed technical solution is illustrated by drawings - in Fig.1, 2 shows a General view of the wing with the opening mechanism (side view of the wing and a view in the direction of flight), Fig.3 shows a side view of the retraction mechanism in the initial position, Fig.6 - the same view of the retraction mechanism in the final position, Figs. 4, 6, 7 are sections along separate structural elements.

Устройство раскрываемого крыла состоит из фиксируемого в раскрытом положении (узлы фиксации условно не показаны) крыла 1, шарнирно установленного на двух опорах 2 на корпусе маршевой ступени 3 ракеты, механизма раскрытия крыла, выполненного в виде прилегающего к задней кромке 4 крыла 1 кривошипа 5, ось вращения 6 которого размещена в опорном кронштейне 7, жестко закрепленного на разгонной (отделяемой) ступени 8 ракеты, и привода 9. При этом опорный кронштейн 7 установлен так, что оси шарнирных опор 2 крыла 1 и ось вращения 6 кривошипа 5 являются составными частями единой оси 10 (оси вращения опор 2 и кривошипа 5 совмещены по направлению), а на самом кривошипе 5 жестко установлены разнесенные по его длине два пальца 11, которые в свою очередь заведены (утоплены) в гнезда 12, жестко закрепленные на задней кромке 4 крыла. В общем случае крыло 1 может быть выполнено составным и включать в себя помимо основной части 1 еще и вращающуюся по оси 13, образуемой шарнирами 14, аэродинамическую поверхность управления (элевон, элерон) 15, которая в сложенном положении крыла может слегка покачиваться на своей оси вращения 13 (из-за наличия люфтов в шарнирах).The device of the disclosed wing consists of a wing 1 fixed in the open position (fixation nodes not conventionally shown), pivotally mounted on two supports 2 on the body of the march stage 3 of the rocket, a wing opening mechanism made in the form of a crank 5 adjacent to the trailing edge 4 of the wing 1, axis rotation 6 of which is located in the support bracket 7, rigidly mounted on the booster (detachable) stage 8 of the rocket, and the actuator 9. In this case, the support bracket 7 is installed so that the axis of the hinged supports 2 of the wing 1 and the axis of rotation 6 of the crank 5 are co the same parts of a single axis 10 (the axis of rotation of the supports 2 and the crank 5 are aligned in the direction), and on the crank 5 two fingers 11 are spaced apart along its length, which, in turn, are inserted (recessed) into the nests 12, rigidly fixed to the trailing edge 4 wings. In the general case, the wing 1 can be made integral and include, in addition to the main part 1, an aerodynamic control surface (elevon, aileron) 15, which rotates along the axis 13 formed by hinges 14, which, in the folded position of the wing, can swing slightly on its axis of rotation 13 (due to the presence of backlash in the hinges).

Кривошип 5 состоит из рычага 16 и оси вращения 6 кривошипа, в которой штифтом 17 закреплен ступенчатый стержень 18. На стержне 18 в свою очередь размещен с возможностью вращения относительно стержня рычаг 16 и закреплен штифтом 19 упор 20. На рычаге 16 установлены пиростопор 21, шток 22 которого фиксирует рычаг 16 в исходном положении (рычаг подведен к кромке 4 крыла), и кронштейн 23, в котором закреплен упор 24. Между упорами 20 и 24 размещена пружина сжатия 25, а на упоре 20 установлен фиксатор 26 рычага 16 в отведенном положении. Ось вращения 6 кривошипа зафиксирована в опорном кронштейне 7 с помощью штифта 27 и качалки 28, которая в свою очередь соединена с приводом 9.The crank 5 consists of a lever 16 and a rotation axis 6 of the crank, in which the pin 17 is fixed to the pin 18. On the rod 18, in turn, the lever 16 is rotatably relative to the rod and fixed by a pin 19 to the stop 20. A pyrostop 21 is installed on the lever 16, the rod 22 which fixes the lever 16 in the initial position (the lever is brought to the wing edge 4), and the bracket 23, in which the stop 24 is fixed. A compression spring 25 is placed between the stops 20 and 24, and the stopper 26 of the lever 16 in the retracted position is mounted on the stop 20. The axis of rotation 6 of the crank is fixed in the support bracket 7 using a pin 27 and a rocker 28, which in turn is connected to the drive 9.

Устройство работает следующим образом.The device operates as follows.

В исходном положении (крыло сложено) рычаг 16 кривошипа 5 поджат к кромке 4 крыла 1 и удерживается в этом положении пиростопором 21, пальцы 11 кривошипа 5 при этом заведены в гнезда 12 крыла 1. При подаче управляющегося сигнала привод 9 посредством качалки 28 поворачивает кривошип 5, а вместе с ним и крыло 1 с помощью двух пальцев 11, взаимодействующих с гнездами 12 в задней кромке 4 крыла, из сложенного положения в раскрытое до фиксации крыла на своих фиксаторах. Через небольшую паузу подается сигнал на срабатывание пиростопора 21, шток 22 пиростопора втягивается внутрь пиростопора, нарушая при этом жесткую механическую связь между стержнем 18 оси вращения 6 кривошипа и рычагом 16, рычаг 16 после этого пружиной сжатия 25 отталкивается от кромки 4 крыла до его фиксации фиксатором 26, пальцы 11 кривошипа при этом выходят из своих гнезд 12 в кромке 4 крыла. С этого момента механизм раскрытия крыла больше не нужен и при разделении ступеней ракеты отбрасывается вместе с разгонной ступенью ракеты. Наличие в зацеплении с гнездами 12 крыла одновременно двух разнесенных по длине кривошипа 5 пальцев 11 позволяет раскрывать и составные крылья (с вращающимся на своей оси элероном или элевоном в задней части крыла) и ограничить действующие на заднюю кромку крыла усилия при раскрытии.In the initial position (the wing is folded), the lever 16 of the crank 5 is pressed against the edge 4 of the wing 1 and is held in this position by the pryostopor 21, the fingers 11 of the crank 5 are brought into the nests 12 of the wing 1. When the control signal is supplied, the actuator 9 rotates the crank 5 by means of the rocker 28 , and with it the wing 1 with the help of two fingers 11 interacting with the sockets 12 in the trailing edge 4 of the wing, from the folded position to the wing that is open until the wing is fixed on its latches. After a short pause, a signal is triggered for the activation of the pyrostopor 21, the rod 22 of the pyrostop is pulled into the pyrostop, thereby violating the rigid mechanical connection between the rod 18 of the rotation axis 6 of the crank and the lever 16, the lever 16 is then repelled by the compression spring 25 from the wing edge 4 to its fixation by the latch 26, the crank pins 11 exit their nests 12 in the wing edge 4. From this moment on, the wing opening mechanism is no longer needed and when the rocket stages are separated, it is discarded along with the rocket booster stage. The presence in engagement with the nests 12 of the wing simultaneously two fingers 11 spaced apart along the length of the crank 5 makes it possible to open the composite wings (with an aileron or elevon rotating on its axis in the rear part of the wing) and to limit the forces acting on the trailing edge of the wing during opening.

Claims

Expandable wing of a two-stage rocket, consisting of a wing fixed in the open position and hinged to the wing of the rocket and a wing opening mechanism with a drive, characterized in that the wing and the opening mechanism are installed independently at different stages of the rocket, the opening mechanism is made in the form of a rotating crank consisting of a lever and the axis of rotation of the lever fixed in the support bracket, while the axis of rotation of the wing and the lever are aligned in the direction, the lever is mounted on the axis of rotation of the lever to rotate relative to the axis and is fixed thereon on lever pirostoporom fixed on the rotation axis of the lever and the lever mounted on the abutments, between which is placed a compression spring, and the lever is provided with fingers which interact with slots arranged at the rear edge of the wing.