RU2524475C1 - Складной руль управляемой ракеты - Google Patents
Складной руль управляемой ракеты Download PDFInfo
- Publication number
- RU2524475C1 RU2524475C1 RU2013113343/11A RU2013113343A RU2524475C1 RU 2524475 C1 RU2524475 C1 RU 2524475C1 RU 2013113343/11 A RU2013113343/11 A RU 2013113343/11A RU 2013113343 A RU2013113343 A RU 2013113343A RU 2524475 C1 RU2524475 C1 RU 2524475C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rudder
- steering wheel
- pusher
- root
- spring
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области оборонной техники, а именно, к складывающимся рулям или стабилизаторам управляемых ракет. Складной руль управляемой ракеты содержит закрепленную на выходном валу привода корневую часть руля, поворотную часть руля, установленную на двух полуосях, размещенных в корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него, и механизм раскрытия руля. Механизм раскрытия руля включает толкатель, расположенный в корневой части руля с возможностью его перемещения по оси вала привода под действием газа высокого давления, и поворотный рычаг.
Поворотный рычаг кинематически связывает толкатель и поворотную часть руля. Корневая часть руля снабжена двумя стопорами поворотной части руля в ее раскрытом положении, выполненными в виде подпружиненных штоков. Нижняя часть поворотного рычага, взаимодействующего с толкателем, установлена над толкателем и выполнена с поперечным отверстием. В отверстии с двух сторон размещены шарики и подпружиненные цилиндрические фиксаторы. Фиксаторы размещены в плоскости симметрии корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него. Верхняя часть толкателя выполнена суженной с конической вершиной, размещенной под подпружиненными шариками и предназначенной для взаимодействия с последними при движении толкателя. Достигается повышение надежности конструкции. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.
Description
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к складывающимся рулям или стабилизаторам преимущественно управляемых ракет.
Такого рода рули используются в управляемых ракетах при их размещении в транспортно-пусковых контейнерах, например в трубах пусковой установки, а также при компактном размещении ракет на подвесках на самолете-носителе.
Известны устройства складных рулей, поворачивающихся вокруг оси, параллельной продольной оси ракеты, представленные патентами США №2858765 от 04.11.1956 г., №3125956 от 24.03.64 г. и №3650496 от 21.03.1972 г., патентами РФ №2365866 от 26.02.2008 г., №2458316 от 22.02.2011 г. Последнее устройство наиболее близко по технической сущности к предлагаемому изобретению и выбрано в качестве ближайшего аналога.
Согласно указанному патенту складной руль управляемой ракеты содержит закрепленную на выходном валу привода корневую часть руля, поворотную часть руля с поперечной глухой прорезью вдоль оси вала привода, установленную на двух полуосях, размещенных в корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода. Механизм раскрытия руля содержит взаимодействующий с поворотной частью руля подпружиненный толкатель, расположенный в корневой части руля с возможностью его перемещения по оси вала привода. Механизм раскрытия руля снабжен источником газа высокого давления для перемещения толкателя при раскрытии руля и поворотным рычагом, кинематически связывающим толкатель и поворотную часть руля.
Поворотный рычаг одним концом установлен на оси, закрепленной в прорези поворотной части руля, а вторым концом зафиксирован в продольном фигурном пазу толкателя с возможностью поворота и перемещения по оси вала привода руля при движении толкателя внутри корневой части руля под воздействием газа высокого давления.
Кроме того, корневая часть руля снабжена стопором поворотной части руля в ее раскрытом положении, выполненном в виде подпружиненного штока, входящего своим выступающим концом в паз на торце поворотной части руля.
Недостаток данного устройства проявляется в увеличенном времени срабатывания за счет использования подпружиненного штока в толкателе, а также в появлении люфтов подвижной части относительно неподвижной части при многократном раскрытии рулей в процессе наземных проверок.
Технической задачей изобретения является создание надежной и компактной конструкции рулей с возможностью арретирования и автоматического разарретирования рулей и обеспечение сигнализации о раскрытии рулей.
Техническим результатом является расширение функциональных возможностей и повышение надежности конструкции при многократном раскладывании рулей в процессе проверок, стабильности срабатывания и уменьшение времени раскрытия.
Для решения поставленной задачи с достижением заявляемого технического результата в складном руле управляемой ракеты, содержащем закрепленную на выходном валу привода корневую часть руля, поворотную часть руля, установленную на двух полуосях, размещенных в корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него, и механизм раскрытия руля, включающий толкатель, расположенный в корневой части руля с возможностью его перемещения по оси вала привода под действием газа высокого давления, и поворотный рычаг, кинематически связывающий толкатель и поворотную часть руля, причем корневая часть руля снабжена двумя стопорами поворотной части руля в ее раскрытом положении, выполненными в виде подпружиненных штоков, нижняя часть поворотного рычага, взаимодействующего с толкателем, установлена над толкателем и выполнена с поперечным отверстием, в котором с двух сторон размещены шарики и подпружиненные цилиндрические фиксаторы, размещенные в плоскости симметрии корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него, а верхняя часть толкателя выполнена суженной с конической вершиной, размещенной под подпружиненными шариками и предназначенной для взаимодействия с последними при движении толкателя.
При этом один из подпружиненных штоков в корневой части руля выполнен с возможностью взаимодействия со штоком арретира руля, установленного в корпусе ракеты под корневой частью руля.
Заявляемое устройство проиллюстрировано графическими материалами, представленными на Фиг.1-5 (Фиг.1,3,5 - вид складного руля в разрезе поперек оси ракеты в сложенном, полураскрытом и полностью раскрытом положении руля, Фиг.2, 4 - вид на раскрытый складной руль сбоку в его сложенном и раскрытом положении соответственно).
Руль включает корневую часть 1 и поворотную часть 2, соединенную с корневой частью двумя полуосями 3. Корневая часть 1, выполненная в виде единого корпуса, имеет отверстия для полуосей 3, паз для размещения рычага 4 и цилиндрическое отверстие (канал) для штуцера подвода газа высокого давления 5 с расположенным в нем толкателем 6 (расположены по оси вала привода руля).
Толкатель 6, снабженный уплотнительными кольцами 7, кинематически связан с поворотной частью 2 руля рычагом 4, установленным одним концом на оси 8, закрепленной поперек прорези на поворотной части 2, а вторым концом входящий в глухой паз 9 корневой части 1. Внутри поворотного рычага 4 со стороны глухого паза 9 в корневой части 1 поперек оси привода руля выполнено отверстие 10, в котором с двух сторон располагаются фиксаторы 11, поджимаемые пружинами 12 и 13, кинематически связанные с толкателем 6 через шарики 14.
В корневой части 1 руля по обе стороны от толкателя 6 размещены два подвижных стопора 15 и 16, поджимаемых пружинами 17 к штифтам 18. В исходном положении нижний торец стопора 15 утоплен в корневой части 1 и под ним размещен фиксирующий исходное положение руля шток арретира 19, являющегося также датчиком положения руля. В раскрытом положении руля указанные стопоры удерживают поворотную часть руля 2, входя в соответствующие отверстия 20 на торцевой поверхности поворотной части. На корневой части руля 1 также выполнены жесткие упоры 21, при раскрытии взаимодействующие с поверхностью А на поворотной части 2 руля (см. Фиг.1).
Раскрытие руля осуществляется следующим образом. В исходном положении (Фиг.1 и 2) толкатель 6 полностью утоплен в штуцер подвода газа высокого давления 5, при этом шарики 14 в отверстии 10 рычага 4 смещены к оси вала привода под воздействием подпружиненных фиксаторов 11, которые надежно удерживают рычаг 4 и кинематически связанную с ним поворотную часть руля 2 от самопроизвольного раскрытия до подачи газа высокого давления в штуцер 5.
При подаче газа (от аккумулятора давления на борту ракеты либо от внешней магистрали высокого давления) в полость штуцера 5 под днище толкателя 6 последний перемещается вверх, раздвигая шарики 14 конусом, выполненным в суженной верхней части толкателя 6. При перемещении в стороны от оси вала привода шарики 14 выталкивают фиксаторы 11 из отверстия 10 рычага 4, освобождая его для перемещения вверх по пазу 9 и повороту одновременно с поворотом частью 2 руля. Использование указанных шариков позволяет существенно снизить усилия на разблокировку начального положения рычага 4 и тем самым повысить надежность и стабильность процесса раскрытия рулей
В процессе перемещения рычага 4 и поворотной части 2 руля под действием толкателя 6 нижний торец поворотной части 2 руля, воздействуя на верхнюю скошенную часть стопоров 15 и 16, утапливает их в корневой части 1 руля. Шток стопора 15 при этом воздействует на шток арретира 19, освобождая руль для вращения вокруг оси вала привода руля. При этом шток арретира 19 остается в утопленном положении, удерживаемый встроенным в механизм арретира фиксатором (не показано).
При дальнейшем перемещении толкателя 6 рычаг 4 поворачивает поворотную часть 2 руля в полностью раскрытое положение (Фиг.4, 5). В раскрытом положении она фиксируется размещенными в корневой части руля 1 стопорами 15 и 16 и выполненными корневой части жесткими упорами 21. При этом после полного раскрытия руля стопор 15 и 16 под воздействием пружин 17 входят в отверстия 20, а шток арретира 19 остается утопленным, и руль подготовлен к вращению вокруг оси привода.
Предложенный вариант обеспечивает создание надежной и компактной конструкции рулей с возможностью их автоматического разарретирования, обеспечивая при этом возможность сигнализации о состоянии рулей. При этом достигается также и повышение надежности конструкции при многократном раскладывании рулей в процессе наземных проверок и обеспечивается стабильность их срабатывания.
Claims (2)
1. Складной руль управляемой ракеты, содержащий закрепленную на выходном валу привода корневую часть руля, поворотную часть руля, установленную на двух полуосях, размещенных в корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него, и механизм раскрытия руля, включающий толкатель, расположенный в корневой части руля с возможностью его перемещения по оси вала привода под действием газа высокого давления, и поворотный рычаг, кинематически связывающий толкатель и поворотную часть руля, причем корневая часть руля снабжена двумя стопорами поворотной части руля в ее раскрытом положении, выполненными в виде подпружиненных штоков, отличающийся тем, что нижняя часть поворотного рычага, взаимодействующего с толкателем, установлена над толкателем и выполнена с поперечным отверстием, в котором с двух сторон размещены шарики и подпружиненные цилиндрические фиксаторы, размещенные в плоскости симметрии корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него, а верхняя часть толкателя выполнена суженной с конической вершиной, размещенной под подпружиненными шариками и предназначенной для взаимодействия с последними при движении толкателя.
2. Складной руль ракеты по п.1, отличающийся тем, что один из подпружиненных штоков в корневой части руля выполнен с возможностью взаимодействия со штоком арретира руля, установленного в корпусе ракеты под корневой частью руля.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013113343/11A RU2524475C1 (ru) | 2013-03-27 | 2013-03-27 | Складной руль управляемой ракеты |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013113343/11A RU2524475C1 (ru) | 2013-03-27 | 2013-03-27 | Складной руль управляемой ракеты |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2524475C1 true RU2524475C1 (ru) | 2014-07-27 |
Family
ID=51265364
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013113343/11A RU2524475C1 (ru) | 2013-03-27 | 2013-03-27 | Складной руль управляемой ракеты |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2524475C1 (ru) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2599677C1 (ru) * | 2015-08-03 | 2016-10-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по атомной энергии "Росатом" (Госкорпорация "Росатом") | Раскладываемая аэродинамическая поверхность |
| RU2704687C1 (ru) * | 2018-11-08 | 2019-10-30 | Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Факел" имени Академика П.Д. Грушина" | Складной аэродинамический руль летательного аппарата |
| RU2730903C1 (ru) * | 2019-09-10 | 2020-08-26 | Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Факел" имени Академика П.Д. Грушина" | Механизм раскрытия и стопорения аэродинамического руля с двумя осями складывания |
| RU2733337C1 (ru) * | 2020-02-17 | 2020-10-01 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по атомной энергии "Росатом" (Госкорпорация "Росатом") | Складной руль с фиксацией от поворота |
| CN115046431A (zh) * | 2022-06-07 | 2022-09-13 | 湖南航天机电设备与特种材料研究所 | 飞行器翼面折叠展开装置及采用该装置的巡飞弹 |
| RU2794044C1 (ru) * | 2022-07-08 | 2023-04-11 | Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Факел" имени Академика П.Д. Грушина" | Механизм фиксации консоли аэродинамической поверхности ракеты |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7642492B2 (en) * | 2005-01-26 | 2010-01-05 | Raytheon Company | Single-axis fin deployment system |
| US20100308153A1 (en) * | 2009-06-05 | 2010-12-09 | Tda Armements Sas | Device for Opening and Locking a Tail Unit for Ammunition |
| RU2458316C1 (ru) * | 2011-02-22 | 2012-08-10 | Открытое акционерное общество "Государственное машиностроительное конструкторское бюро "Вымпел" им. И.И. Торопова" | Складной руль управляемой ракеты |
-
2013
- 2013-03-27 RU RU2013113343/11A patent/RU2524475C1/ru active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7642492B2 (en) * | 2005-01-26 | 2010-01-05 | Raytheon Company | Single-axis fin deployment system |
| US20100308153A1 (en) * | 2009-06-05 | 2010-12-09 | Tda Armements Sas | Device for Opening and Locking a Tail Unit for Ammunition |
| RU2458316C1 (ru) * | 2011-02-22 | 2012-08-10 | Открытое акционерное общество "Государственное машиностроительное конструкторское бюро "Вымпел" им. И.И. Торопова" | Складной руль управляемой ракеты |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| . . * |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2599677C1 (ru) * | 2015-08-03 | 2016-10-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по атомной энергии "Росатом" (Госкорпорация "Росатом") | Раскладываемая аэродинамическая поверхность |
| RU2704687C1 (ru) * | 2018-11-08 | 2019-10-30 | Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Факел" имени Академика П.Д. Грушина" | Складной аэродинамический руль летательного аппарата |
| RU2730903C1 (ru) * | 2019-09-10 | 2020-08-26 | Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Факел" имени Академика П.Д. Грушина" | Механизм раскрытия и стопорения аэродинамического руля с двумя осями складывания |
| WO2021049973A1 (ru) * | 2019-09-10 | 2021-03-18 | Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Факел" имени Академика П.Д. Грушина" | Механизм раскрытия и стопорения аэродинамического руля с двумя осями складывания |
| CN114556044A (zh) * | 2019-09-10 | 2022-05-27 | 以P·D·格鲁申院士命名的火炬工程设计局股份公司 | 一种展开和锁定具有两个折叠轴的气动舵的机构 |
| RU2733337C1 (ru) * | 2020-02-17 | 2020-10-01 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по атомной энергии "Росатом" (Госкорпорация "Росатом") | Складной руль с фиксацией от поворота |
| CN115046431A (zh) * | 2022-06-07 | 2022-09-13 | 湖南航天机电设备与特种材料研究所 | 飞行器翼面折叠展开装置及采用该装置的巡飞弹 |
| CN115046431B (zh) * | 2022-06-07 | 2024-05-28 | 湖南航天机电设备与特种材料研究所 | 飞行器翼面折叠展开装置及采用该装置的巡飞弹 |
| RU2794044C1 (ru) * | 2022-07-08 | 2023-04-11 | Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Факел" имени Академика П.Д. Грушина" | Механизм фиксации консоли аэродинамической поверхности ракеты |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2524475C1 (ru) | Складной руль управляемой ракеты | |
| RU2365866C1 (ru) | Складной руль управляемой ракеты | |
| CN106347632B (zh) | 一种展开锁紧机构 | |
| CN104677199B (zh) | 一种单驱动多折叠舵面同步展开机构 | |
| CN105799915A (zh) | 无人机机翼同步折叠展开机构 | |
| ES2547555T3 (es) | Arpón de anclaje particularmente para aeronave y sistema de anclaje que consta de dicho arpón | |
| RU2458316C1 (ru) | Складной руль управляемой ракеты | |
| EP2620738B1 (fr) | Tronçon de pilotage pour munition guidée | |
| CN204078065U (zh) | 一种无人机尾翼折叠结构 | |
| KR101234218B1 (ko) | 비행체의 날개장치 및 이를 구비하는 비행체 | |
| US20140203134A1 (en) | Systems and methods for retaining and deploying canards | |
| EP0158702B1 (de) | Schwenkleitwerk für kleinkalibrige Flugkörper | |
| EP3732100B1 (en) | Wing deployment mechanism | |
| CN203865008U (zh) | 一种用于飞行器的保险装置 | |
| RU2535789C1 (ru) | Складной аэродинамический руль | |
| WO2021049973A1 (ru) | Механизм раскрытия и стопорения аэродинамического руля с двумя осями складывания | |
| RU2520812C1 (ru) | Раскрываемый руль ракеты | |
| US2365577A (en) | Projectile | |
| RU2587751C1 (ru) | Раскрываемый руль | |
| RU2532286C1 (ru) | Раскрываемый руль ракеты | |
| US11079206B2 (en) | Projectile comprising a device for deploying a wing or fin | |
| CN207268591U (zh) | 一种用于纵向折叠弹翼的展开锁定连杆机构 | |
| RU2520846C1 (ru) | Аэродинамический руль ракеты | |
| ES2685664T3 (es) | Sistema de aleta rebatible | |
| CN109927883A (zh) | 一种应用于无人机机翼折叠的同步机构 |