RU2532286C1 - Раскрываемый руль ракеты - Google Patents
Раскрываемый руль ракеты Download PDFInfo
- Publication number
- RU2532286C1 RU2532286C1 RU2013133133/11A RU2013133133A RU2532286C1 RU 2532286 C1 RU2532286 C1 RU 2532286C1 RU 2013133133/11 A RU2013133133/11 A RU 2013133133/11A RU 2013133133 A RU2013133133 A RU 2013133133A RU 2532286 C1 RU2532286 C1 RU 2532286C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- shaft
- rocket
- rudder
- airfoil
- spring
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Toys (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетной технике и касается складываемых аэродинамических поверхностей и механизмов их раскрытия. Раскрываемый руль ракеты состоит из вала, установленного в корпусе ракеты с возможностью поворота, аэродинамической поверхности, жестко фиксируемой в раскрытом положении и шарнирно соединенной с валом, механизма раскрытия руля, содержащего подпружиненный толкатель. Толкатель соединен с аэродинамической поверхностью кинематической цепью. Механизм раскрытия руля установлен на корпусе ракеты по направлению полета ракеты перпендикулярно оси вращения руля и выполнен в виде шарнирно установленной на валу качалки с прорезью. В качалке установлен ролик. На ролике выполнена канавка, в которой размещен трос, один конец которого закреплен в подпружиненном толкателе, а другой конец шарнирно соединен с аэродинамической поверхностью. При этом аэродинамическая поверхность выполнена цельной. Достигается создание раскрываемого руля ракеты с малогабаритным валом и узкопрофильной аэродинамической поверхностью, размещаемого при этом в минимальном зазоре между внутренним обводом транспортно-пускового стакана и корпусом ракеты в сложенном положении. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к складываемым аэродинамическим поверхностям (крыльям, рулям, стабилизаторам) и механизмам их раскрытия, и может быть использовано в конструкции механизмов складываемых рулей (крыльев).
Ракеты с раскрывающимися аэродинамическими поверхностями (крыльями, рулями, стабилизаторами), широко и давно известны (патенты США №3058422, 1962 г.; №3125956, 1964 г.; №5820072, 1998 г. и др.). Наличие складываемых рулей продиктовано уменьшением габаритов при размещении ракет в транспортно-пусковых стаканах (ТПС).
Наиболее близким по набору существенных признаков является устройство, представленное патентом США №3650496, F42B 13/32, 1972 г., которое и было принято авторами за ближайший аналог.
Указанное устройство относится к рулям направления управляемых ракет. Такого рода ракеты обычно оснащены четырьмя рулями, расположенными равномерно по периметру поперечного сечения ракеты. При движении ракеты внутри ТПС рули прижаты к корпусу ракеты, после выхода из ТПС они автоматически раскрываются и занимают рабочее положение.
Указанное устройство представляет собой руль ракеты, шарнирно установленный на корпусе ракеты и жестко фиксируемый после раскрытия. Руль переводится из сложенного положения в раскрытое положение с помощью механизма раскрытия руля. Кинематическая цепочка механизма расположена внутри корневой и складываемой частей руля и соединена с пружинным толкателем, расположенным в вале привода управления рулем.
На поверхностях руля, которыми соприкасаются складываемая часть в раскрытом положении и корневая часть, выполнены соответствующие друг другу выступы и прорези, имеющие клиновидное поперечное сечение. Данные выступы и прорези являются элементами фиксации руля в раскрытом положении.
Недостатками данного технического решения являются невозможность установки указанного устройства в корпус ракеты, имеющей малый объем для размещения вала привода управления рулем из-за значительного габаритного размера вала привода управления в связи с перемещением подпружиненного толкателя внутри вала, невозможность использования конструкции с тонким внешним обводом руля в связи с необходимостью размещения механизма раскрытия в корневой и складываемой частях, а также увеличение габаритов ТПС в связи с наличием корневой части руля, расположенной вне корпуса ракеты.
Целью предлагаемого изобретения является создание раскрываемого руля ракеты с малыми габаритами вала и узким профилем аэродинамической поверхности, работающего при больших нагрузках и эффективно фиксирующегося в раскрытом положении, размещаемого при этом в минимальном зазоре между внутренним обводом ТПС и корпусом ракеты в сложенном положении.
Для достижения указанных целей в раскрываемом руле ракеты, состоящем из вала, установленного в корпусе ракеты с возможностью поворота, аэродинамической поверхности, жестко фиксируемой в раскрытом положении и шарнирно соединенной с валом, механизма раскрытия руля, содержащего подпружиненный толкатель, соединенный с аэродинамической поверхностью кинематической цепью, механизм раскрытия руля установлен на корпусе ракеты по направлению полета ракеты перпендикулярно оси вращения руля. Механизм раскрытия руля выполнен в виде шарнирно установленной на валу качалки с прорезью, в которой установлен ролик, на ролике выполнена канавка, в которой размещен трос, один конец которого закреплен в подпружиненном толкателе, а другой конец шарнирно соединен с аэродинамической поверхностью, при этом аэродинамическая поверхность выполнена цельной. Кроме того, аэродинамическая поверхность фиксируется в раскрытом положении при помощи двух шарнирно установленных на валу подпружиненных защелок, при этом на аэродинамической поверхности выполнены зубья, контактирующие в раскрытом положении с одной стороны с валом, а с другой с защелками.
На фиг.1-4 представлена конструкция предлагаемого раскрываемого руля ракеты.
Руль содержит вал 1, один конец которого соединен с приводом управления рулем, на другом конце вала размещена аэродинамическая поверхность 2, установленная на оси 3. На валу жестко закреплен кронштейн 4, на который установлена подпружиненная качалка 5 на оси 6. В указанной качалке выполнена прорезь, в которую установлен ролик 7 на оси 8. На ролике выполнена канавка, в которой размещен трос 9, один конец которого закреплен в подпружиненном толкателе 10, другой конец соединен с аэродинамической поверхностью 2. Механизм раскрытия руля содержит корпус 11, внутри которого размещаются указанный подпружиненный толкатель 10, установленный на цилиндрических направляющих 12, пружины сжатия 13, упирающиеся одним концом в корпус механизма раскрытия руля, а другим в толкатель 10.
Для фиксации аэродинамической поверхности в раскрытом положении на ней выполнены два зуба 14, а на валу 1 установлены две подпружиненные защелки 15 на осях 16, а также выполнены упоры 17.
Раскрытие руля осуществляется следующим образом.
После подачи команды на раскрытие руля связь, удерживающая аэродинамическую поверхность 2 в сложенном положении, разрывается, и она под действием пружин 13, перемещающих толкатель 10 по направляющим 12, начинает поворачиваться вокруг оси 3, при этом качалка 5 вместе с роликом 7 поворачиваются в том же направлении вокруг оси 6, таким образом, предотвращается соскальзывание троса 9 с ролика 7. На конечном участке поворота аэродинамическая поверхность 2 зубьями 15 поворачивает подпружиненные защелки 15, а затем встает на упоры 17, при этом защелки под действием пружин кручения упираются поверхностью 18 в зубья 14. Поверхность 18 защелок 15 выполнена такой, что при взаимодействии с зубьями возникает момент, препятствующий повороту аэродинамической поверхности 2 относительно оси 3, этим обеспечивается запирание аэродинамической поверхности в раскрытом положении.
Предложенное изобретение позволяет реализовать конструкцию раскрываемого руля ракеты с малыми габаритами вала и узким профилем аэродинамической поверхности, работающего при больших нагрузках и эффективно фиксирующегося в раскрытом положении, размещаемого в сложенном положении в минимальном зазоре между внутренним обводом ТПС и корпусом ракеты.
Claims (2)
1. Раскрываемый руль ракеты, состоящий из вала, установленного в корпусе ракеты с возможностью поворота, аэродинамической поверхности, жестко фиксируемой в раскрытом положении и шарнирно соединенной с валом, механизма раскрытия руля, содержащего подпружиненный толкатель, соединенный с аэродинамической поверхностью кинематической цепью, отличающийся тем, что механизм раскрытия руля установлен на корпусе ракеты по направлению полета ракеты перпендикулярно оси вращения руля и выполнен в виде шарнирно установленной на валу качалки с прорезью, в которой установлен ролик, на ролике выполнена канавка, в которой размещен трос, один конец которого закреплен в подпружиненном толкателе, а другой конец шарнирно соединен с аэродинамической поверхностью, при этом аэродинамическая поверхность выполнена цельной.
2. Раскрываемый руль ракеты по п.1, отличающийся тем, что аэродинамическая поверхность зафиксирована в раскрытом положении при помощи двух шарнирно установленных на валу подпружиненных защелок, при этом на аэродинамической поверхности выполнены зубья, контактирующие в раскрытом положении с одной стороны с валом, а с другой с защелками.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013133133/11A RU2532286C1 (ru) | 2013-07-16 | 2013-07-16 | Раскрываемый руль ракеты |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013133133/11A RU2532286C1 (ru) | 2013-07-16 | 2013-07-16 | Раскрываемый руль ракеты |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2532286C1 true RU2532286C1 (ru) | 2014-11-10 |
Family
ID=53382286
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2013133133/11A RU2532286C1 (ru) | 2013-07-16 | 2013-07-16 | Раскрываемый руль ракеты |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2532286C1 (ru) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2685635C1 (ru) * | 2018-06-14 | 2019-04-22 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по атомной энергии "Росатом" (Госкорпорация "Росатом") | Устройство регулирования и фиксации конечного положения крыльев |
RU2686764C1 (ru) * | 2018-01-22 | 2019-04-30 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Механизм раскрытия руля |
CN114543600A (zh) * | 2022-02-23 | 2022-05-27 | 山西鑫跃达机电设备制造有限公司 | 一种40毫米自带气源气动式舵机系统 |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3650496A (en) * | 1969-05-14 | 1972-03-21 | Bofors Ab | Folding fins for missiles |
US4296895A (en) * | 1979-01-15 | 1981-10-27 | General Dynamics Corporation | Fin erection mechanism |
RU2037133C1 (ru) * | 1992-08-28 | 1995-06-09 | Машиностроительное Конструкторское Бюро "Факел" | Механизм раскрытия рулей и крыльев с одной или несколькими складывающимися секциями |
RU2453799C1 (ru) * | 2010-12-01 | 2012-06-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Складная аэродинамическая поверхность беспилотного летательного аппарата |
-
2013
- 2013-07-16 RU RU2013133133/11A patent/RU2532286C1/ru active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3650496A (en) * | 1969-05-14 | 1972-03-21 | Bofors Ab | Folding fins for missiles |
US4296895A (en) * | 1979-01-15 | 1981-10-27 | General Dynamics Corporation | Fin erection mechanism |
RU2037133C1 (ru) * | 1992-08-28 | 1995-06-09 | Машиностроительное Конструкторское Бюро "Факел" | Механизм раскрытия рулей и крыльев с одной или несколькими складывающимися секциями |
RU2453799C1 (ru) * | 2010-12-01 | 2012-06-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Складная аэродинамическая поверхность беспилотного летательного аппарата |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2686764C1 (ru) * | 2018-01-22 | 2019-04-30 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Механизм раскрытия руля |
RU2685635C1 (ru) * | 2018-06-14 | 2019-04-22 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по атомной энергии "Росатом" (Госкорпорация "Росатом") | Устройство регулирования и фиксации конечного положения крыльев |
CN114543600A (zh) * | 2022-02-23 | 2022-05-27 | 山西鑫跃达机电设备制造有限公司 | 一种40毫米自带气源气动式舵机系统 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
KR101234218B1 (ko) | 비행체의 날개장치 및 이를 구비하는 비행체 | |
RU2532286C1 (ru) | Раскрываемый руль ракеты | |
KR0176320B1 (ko) | 유도탄 날개 전개 및 고정 장치 | |
CN106347632B (zh) | 一种展开锁紧机构 | |
RU2520812C1 (ru) | Раскрываемый руль ракеты | |
US10358205B2 (en) | Shutter mechanism for covering a wing deployment opening | |
KR102223487B1 (ko) | 발사체용 핀 전개 기구 및 핀 전개 방법 | |
US7700902B2 (en) | Locking assembly for rotary shafts | |
JP5840781B2 (ja) | 受動的に制御される補助翼を備えたつばを有する、ロールするビークル | |
KR100187747B1 (ko) | 전개 가능한 제어 핀들을 구비한 미사일 | |
RU2535789C1 (ru) | Складной аэродинамический руль | |
RU2520846C1 (ru) | Аэродинамический руль ракеты | |
KR101345669B1 (ko) | 날개 전개 장치를 구비하는 휴대용 유도탄 | |
RU2524475C1 (ru) | Складной руль управляемой ракеты | |
RU2458316C1 (ru) | Складной руль управляемой ракеты | |
US8274025B2 (en) | Aircraft with segmented deployable control surfaces | |
RU2478907C1 (ru) | Раскрываемое крыло двухступенчатой ракеты | |
CN210833270U (zh) | 潜入式折叠翼同步横向展开锁紧机构 | |
RU2587751C1 (ru) | Раскрываемый руль | |
KR101181275B1 (ko) | 날개 전개와 연동된 비행체의 도어 제어장치 및 이를 구비하는 비행체 | |
RU2482434C1 (ru) | Раскрываемое крыло двухступенчатой ракеты | |
RU2492412C1 (ru) | Складываемая аэродинамическая поверхность | |
RU2568974C1 (ru) | Раскрываемый руль ракеты | |
RU2704687C1 (ru) | Складной аэродинамический руль летательного аппарата | |
RU2569234C1 (ru) | Аэродинамический руль ракеты |