RU2518486C2

RU2518486C2 - Elevon control mechanism

Info

Publication number: RU2518486C2
Application number: RU2012137128/11A
Authority: RU
Inventors: Сергей Александрович Шестаков; Вячеслав Александрович Земсков
Priority date: 2012-08-31
Filing date: 2012-08-31
Publication date: 2014-06-10
Also published as: RU2012137128A

Abstract

FIELD: weapons and ammunition.

SUBSTANCE: elevon control mechanism consists of a rotation shaft placed on the housing of the rocket, a lever rigidly fixed to the shaft, and installed servo unit in the rocket housing, which rod is pivotally connected to the lever. One end of the shaft enters to the opening of a spherical bearing with the ability of axial displacement. The spherical bearing is mounted in the sleeve having the ability to rotate in the rocket housing. At the other end of the shaft the charger is pivotally mounted, which is pivotally connected to the leash fixedly secured to the elevon of the foldable wing. The axis of the pivotal connection of the leash and the charger is aligned with the axis of rotation of the wing, on the leash a tooth is formed, on the charger the groove is formed, in which the tooth of the leash is placed.

EFFECT: improved operation of elevon.

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 (14), 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 (14), 2005, which was accepted 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 drive 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, закрепленным 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, and due to temperature deformations of the rocket body and wing arising 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, расположенным на складываемом крыле, работающим при повышенных нагрузках, 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 foldable wing, operating at high loads, 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. Один конец вала с возможностью осевого перемещения входит в отверстие сферической опоры. Сферическая опора установлена во втулке, имеющей возможность вращения в корпусе ракеты. При воздействии повышенных нагрузок и заклинивания вала в сферической опоре втулка является дублирующим элементом вращения. 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 валу 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 валу. После раскрытия крыла при перемещении штока рулевой машинки рычаг, вал, втулка 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. One end of the shaft with the possibility of axial movement enters the hole of the spherical support. The spherical bearing is mounted in a sleeve that can rotate in the rocket body. When exposed to increased loads and jamming of the shaft in a spherical support, the sleeve is a duplicating element of rotation. 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 shaft, and there is a tooth on the leash. After the rocket is led to a predetermined path, the wing opens and is fixed in this position on the rocket body, while at the end of the wing opening, the tooth of the leash, moving forward, enters the groove made on the shaft. After the wing opens, when moving the steering gear rod, the lever, shaft, bushing and 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 на фиг.1-4, где 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 the drawings in figures 1-4, which shows a General view of the wing with a control mechanism, a view in the direction of flight, a view against the direction of flight and a cross-section of 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 во втулке 8, расположенной в корпусе ракеты 2. С другой стороны вал шарнирно соединен с обоймой 9 при помощи оси 10. Обойма 9 при помощи оси 11 шарнирно соединена с поводком 12, жестко закрепленным на элевоне 13, шарнирно установленным на задней кромке крыла 1, при этом ось А вращения крыла соосно с осью 11 вращения поводка 12. На поводке имеется зуб 14, который при раскрытии крыла входит в паз 15 вала 6.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 mounted in a sleeve 8 located in the rocket body 2. On the other hand, the shaft is pivotally connected to the yoke 9 using the axis 10. The yoke 9 using the axis 11 is pivotally connected to the lead 12, rigidly mounted on the elevon 13 , w rnirno mounted on the trailing edge of the wing 1, wherein the axis of rotation of the wing in alignment with the rotational axis 11 of the leash 12. The leash has a tooth 14 which during the opening of the wing part of the groove 15 of the shaft 6.

Устройство работает следующим образом. При раскрытии крыла 1 оно фиксируется на корпусе ракеты 2. Зуб 14 поводка 12 в конце раскрытия крыла, продвигаясь, входит в паз 15 обоймы 9. При подаче управляющего сигнала рулевая машинка 3 посредством рычага 5, шарнирно соединенного со штоком 4 рулевой машинки, поворачивает вал 6 (или втулку 8 в случае заклинивания вала 6 в сферической опоре 7) совместно с обоймой 9 и с поводком 12, зуб 14, который расположен в пазе 15 обоймы 9 и управляет отклонением элевона 13. При этом возможные относительные перемещения, вызываемые неравномерным нагревом крыла 1, элевона 13 и корпуса ракеты 2, а также несоосность оси 11 вращения поводка 12 механизма, жестко закрепленного на элевоне 13 с осью вращения крыла А, компенсируется продольными перемещениями вала 6, угловыми перемещениями сферической опоры 7 относительно корпуса 2 и угловыми перемещениями обоймы 9 относительно вала 6.The device operates as follows. When the wing 1 is opened, it is fixed on the rocket body 2. Tooth 14 of the lead 12 at the end of the wing opening, advancing, enters the groove 15 of the clip 9. When the steering signal 3 is supplied, the steering machine 3 rotates the shaft by means of a lever 5 pivotally connected to the rod 4 of the steering machine 6 (or sleeve 8 in case of jamming of the shaft 6 in the spherical support 7) together with the yoke 9 and the leash 12, the tooth 14, which is located in the groove 15 of the yoke 9 and controls the deviation of the elevon 13. In this case, possible relative movements caused by uneven heating of the wing 1, elevo and 13 and the rocket body 2, as well as the misalignment of the axis of rotation 11 of the leash 12 of the mechanism rigidly mounted on the elevon 13 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 casing 2 and the angular displacements of the cage 9 relative to the shaft 6 .

Предложенная конструкция механизма позволяет компенсировать технологические несовпадения оси А вращения крыла и оси вращения поводка 12, обеспечить управления элевоном 13 складываемого крыла 1 гиперзвуковой ракеты при повышенных нагрузках.The proposed mechanism design allows to compensate for technological mismatches of the axis of rotation of the wing A and the axis of rotation of the leash 12, to ensure control of the elevon 13 of the folding wing 1 of a hypersonic missile at high loads.

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 housing is rigidly connected to a lever pivotally connected to the rod of the steering gear mounted in the rocket housing, while one end of the shaft with the possibility of axial movement enters the hole of a spherical ry mounted in the sleeve, placed in the rocket body, and on the other end of the shaft pivotally mounted clip, pivotally connected to a leash, rigidly mounted on the elevon of the folding wing, while the axis of the hinged connection of the leash and the cage 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 the tooth of the leash is placed.