RU2505776C1

RU2505776C1 - Eleven control mechanism

Info

Publication number: RU2505776C1
Application number: RU2012137127/11A
Authority: RU
Inventors: Сергей Александрович Шестаков; Вячеслав Александрович Земсков
Priority date: 2012-08-31
Filing date: 2012-08-31
Publication date: 2014-01-27

Abstract

FIELD: weapons and ammunition.

SUBSTANCE: eleven control mechanism consists of rotary shaft arranged at rocket body and connected with eleven pivoted to wing trailing edge, lever secured at said shaft and actuator fitted in rocket body, its con-rod being articulated with said lever. Shaft arranged in rocket body is rigidly connected with lever articulated with actuator con-rod. One end of the shaft with ball bearing fitted in rocket body makes a sliding spline joint. Other end of the shaft is equipped with cartridge articulated therewith and with actuator rigidly secured at folding wing eleven. Pin of hinge between actuator and cartridge is aligned with wing rotational axis. Actuator is furnished with a tooth. Groove is made at said cartridge to accommodate actuator tooth.

EFFECT: reliable control over eleven irrespective of rocket parts thermal deformation.

4 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к устройствам управления складываемого крыла гиперзвукового летательного аппарата ЛА и может быть использовано в конструкции механизмов управления раскрываемых крыльев.The invention relates to the field of rocketry, and in particular to control devices for a folding wing of a hypersonic aircraft and can be used in the construction of control mechanisms of the disclosed wings.

Наличие складываемых конструкций продиктовано необходимостью уменьшения габаритов ЛА.The presence of folding structures is dictated by the need to reduce the dimensions of the aircraft.

Наиболее близким по набору существенных признаков является техническое решение по патенту РФ №2258895 С1, 2005 г., которое и было принято авторами за аналог.The closest set of essential features is the technical solution according to the patent of the Russian Federation No. 2258895 C1, 2005, which was taken by the authors as an analogue.

Данное техническое решение представляет собой блок рулевого привода управления снаряда, содержащий вал вращения, соединенный с рулем, рычаг, закрепленный на валу, и рулевую машинку, установленную в корпусе снаряда, шток которой шарнирно соединен с рычагом.This technical solution is a projectile steering gear control unit comprising a rotation shaft connected to the steering wheel, a lever mounted on the shaft, and a steering machine mounted in the projectile body, the rod of which is pivotally connected to the lever.

Такая традиционная схема не может быть применена для управления элевоном, закрепленной на задней кромке складываемого крыла гиперзвуковой ракеты, из-за возможной значительной несоосности между осью вала вращения и осью поворота элевона, возникающей как вследствие технологии изготовления составных частей ракеты (корпус, крыло, элевон) и сборки, так и вследствие температурных деформаций, корпуса ракеты и крыла, возникающих во время полета ракеты. Температурные деформации возникают из-за неравномерного нагрева (до 1500°С), а также свойств различных материалов, применяемых в конструкции.Such a traditional scheme cannot be used to control an elevon mounted on the trailing edge of a folding wing of a hypersonic missile, due to possible significant misalignment between the axis of the rotation shaft and the axis of rotation of the elevon, arising as a result of the manufacturing technology of the rocket’s components (body, wing, elevon) and assembly, as well as due to thermal deformations of the rocket and wing body that occur during the flight of the rocket. Thermal deformations arise due to uneven heating (up to 1500 ° C), as well as the properties of various materials used in the construction.

Целью предлагаемого изобретения является обеспечение управления элевоном расположенного на складываемом крыле, независимо от температурных деформаций составных частей ракеты и от технологических погрешностей, возникающих при изготовлении деталей и узлов ракеты, а также при сборке ракеты.The aim of the invention is to control the elevon located on a folding wing, regardless of temperature deformations of the rocket components and technological errors that occur in the manufacture of parts and components of the rocket, as well as during the assembly of the rocket.

Указанная цель достигается тем, что механизм управления элевоном содержит рулевую машинку, шарнирно закрепленную с рычагом. Рычаг жестко закреплен на валу. С одной стороны вал со сферической опорой, установленной в корпусе ракеты, составляет подвижное шлицевое соединение. С другой стороны вал шарнирно соединен с обоймой. Обойма шарнирно соединена с поводком, при этом ось шарнирного соединения поводка и обоймы совмещена с осью вращения крыла, а ось шарнирного соединения обоймы с валом расположена под 90° к оси шарнирного соединения поводка. На обойме выполнен паз, а на поводке имеется зуб. После вывода ракеты на заданную траекторию раскрывается крыло и фиксируется в этом положении на корпусе ракеты, при этом в конце раскрытия крыла зуб поводка, продвигаясь, входит в паз, выполненный на обойме. После раскрытия крыла при перемещении штока рулевой машинки рычаг, вал со сферической опорой и поводок, вращаясь совместно, поворачивают элевон. При этом температурные деформации составных частей ракеты и технологических погрешностей, а также несовмещение оси вращения поводка механизма, жестко закрепленного на элевоне, с осью вращения крыла компенсируется перемещениями вала относительно сферической опоры, угловыми перемещениями сферической опоры относительно корпуса и угловыми перемещениями обоймы относительно вала.This goal is achieved in that the elevon control mechanism comprises a steering machine pivotally mounted with a lever. The lever is rigidly fixed to the shaft. On one side, a shaft with a spherical support mounted in the rocket’s body makes up a movable spline joint. On the other hand, the shaft is pivotally connected to the cage. The yoke is pivotally connected to the leash, while the axis of the hinge connection of the leash and the yoke is aligned with the axis of rotation of the wing, and the axis of the hinged connection of the yoke to the shaft is 90 ° to the axis of the hinge of the leash. A groove is made on the clip, and there is a tooth on the leash. After the rocket is led to a predetermined trajectory, the wing opens and is fixed in this position on the rocket body, while at the end of the opening of the wing the tooth of the lead, advancing, enters the groove made on the clip. After the wing opens, when moving the steering gear rod, the lever, the shaft with the spherical support and the leash, rotating together, turn the elevon. In this case, the temperature deformations of the rocket components and technological errors, as well as the non-alignment of the axis of rotation of the leash of the mechanism rigidly mounted on the elevon, with the axis of rotation of the wing are compensated by the displacements of the shaft relative to the spherical support, the angular displacements of the spherical support relative to the body and the angular displacements of the cage relative to the shaft.

Предложенное техническое решение поясняется чертежами, где на фиг. 1-4 представлены общий вид крыла с механизмом управления, вид по направлению полета, вид против направления полета и сечения по отдельным элементам конструкции механизма управления элевоном.The proposed technical solution is illustrated by drawings, where in FIG. Figures 1-4 show a general view of a wing with a control mechanism, a view in the direction of flight, a view against the direction of flight, and a section along individual structural elements of the elevon control mechanism.

Предлагаемое устройство состоит из крыла (крыло в раскрытом положении), шарнирно установленного на корпусе ракеты 2, рулевой машинки 3, закрепленной в корпусе ракеты 2, штока 4, шарнирно соединенного с рычагом 5, жестко закрепленным на валу 6. С одной стороны вал 6 составляет подвижное шлицевое соединение со сферической опорой 7, установленной в корпусе ракеты 2. С другой стороны вал шарнирно соединен с обоймой 8 при помощи оси 9. Обойма 8 при помощи оси 10 шарнирно соединена с поводком 11, жестко закрепленным на элевоне 12, шарнирно установленном на задней кромке крыла 1, при этом ось А вращения крыла соосна с осью 10 вращения поводка 11. На поводке имеется зуб 13, который при раскрытии крыла входит в паз 14 обоймы 8.The proposed device consists of a wing (wing in the open position) pivotally mounted on the body of the rocket 2, steering gear 3, mounted in the body of the rocket 2, rod 4, pivotally connected to a lever 5, rigidly mounted on the shaft 6. On one side, the shaft 6 is a movable spline connection with a spherical support 7 installed in the rocket body 2. On the other hand, the shaft is pivotally connected to the yoke 8 using the axis 9. The yoke 8 using the axis 10 is pivotally connected to the lead 11, rigidly mounted on the elevon 12, pivotally mounted on days edge of the wing 1, wherein the axis of rotation of the wing coaxial with the axis of rotation 10 of the leash 11. The leash has a tooth 13 which during the opening of the wing part of the groove 14 yoke 8.

Устройство работает следующим образом. При раскрытии крыла 1 и фиксации его в этом положении на корпусе ракеты 2 зуб 13 поводка 11, в конце раскрытия крыла, продвигаясь, входит в паз 14 обоймы 8. При подаче управляющего сигнала рулевая машинка 3 посредством рычага 5 шарнирно соединена со штоком 4 рулевой машинки, поворачивает вал 6 со сферической опорой 7, совместно с обоймой 8 и с поводком 11, зуб 13 которого расположен в пазу 14 обоймы 8, и управляет отклонением элевона 12.The device operates as follows. When the wing 1 is opened and fixed in this position on the rocket body 2, the tooth 13 of the lead 11, at the end of the wing opening, advancing, enters the groove 14 of the clip 8. When the control signal is applied, the steering machine 3 is pivotally connected to the rod 4 of the steering machine , rotates the shaft 6 with a spherical support 7, together with the yoke 8 and with the leash 11, the tooth 13 of which is located in the groove 14 of the yoke 8, and controls the deviation of the elevon 12.

При этом возможные относительные перемещения, вызываемые неравномерным нагревом крыла 1, элевона 12 и корпуса ракеты 2, а также несоосность оси вращения поводка 11 механизма, жестко закрепленного на элевоне 12 с осью вращения крыла А компенсируется продольными перемещениями вала 6, угловыми перемещениями сферической опоры 7 относительно корпуса 2 и угловыми перемещениями обоймы 8 относительно вала 6.In this case, possible relative displacements caused by uneven heating of the wing 1, elevon 12 and rocket body 2, as well as misalignment of the axis of rotation of the lead 11 of the mechanism rigidly mounted on the elevon 12 with the axis of rotation of the wing A is compensated by the longitudinal displacements of the shaft 6, the angular displacements of the spherical support 7 relative to the housing 2 and the angular movements of the cage 8 relative to the shaft 6.

Предложенная конструкция механизма позволяет компенсировать технологические несовпадения оси вращения крыла и оси вращения поводка 11, обеспечивает управление элевоном 12 складываемого крыла 1 гиперзвуковой ракеты.The proposed mechanism design allows to compensate for technological discrepancies between the axis of rotation of the wing and the axis of rotation of the leash 11, provides control of the elevon 12 of the folding wing 1 of a hypersonic missile.

Claims

The elevon control mechanism, consisting of a rotation shaft located on the rocket body, connected to the elevon, pivotally mounted on the trailing edge of the wing, a lever mounted on the shaft, and a steering gear mounted in the rocket body, the rod of which is pivotally connected to the lever, characterized in that a shaft located in the rocket body is rigidly connected to a lever pivotally connected to the rod of the steering machine mounted in the rocket body, while one end of the shaft with a spherical support mounted in the rocket body is under another spline connection, and on the other end of the shaft a clip is pivotally mounted pivotally connected to a leash rigidly mounted on the elevon of the wing to be folded, while the axis of the pivot connection of the leash and the clip is aligned with the axis of rotation of the wing, the tooth is made on the leash, a groove is made on the clip, in which is the tooth of the leash.