RU2569234C1

RU2569234C1 - Аэродинамический руль ракеты

Info

Publication number: RU2569234C1
Application number: RU2014142343/11A
Authority: RU
Inventors: Сергей Александрович Шестаков; Вячеслав Александрович Земсков; Александр Анатольевич Дергачёв
Priority date: 2014-10-22
Filing date: 2014-10-22
Publication date: 2015-11-20

Abstract

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в рулях направления управляемых ракет. Аэродинамический руль ракеты содержит аэродинамическую поверхность с возможностью складывания, привод управления рулем (ПУР) с возможностью вращения и механизмом стопорения, штоком поршня и фиксатором с возможностью продольного перемещения. Механизм стопорения содержит шарнирно установленную в ПУР качалку, соединенную со штоком поршня и фиксатором. Изобретение позволяет повысить эффективность фиксации стопорения от поворота. 5 ил.

Description

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к устройствам фиксации аэродинамических поверхностей (крыльев, рулей, стабилизаторов), и может быть использовано в конструкции механизмов фиксации складываемых рулей (крыльев, стабилизаторов).

Наиболее близким по набору существенных признаков является техническое решение по патенту RU №2520846, F42B 10/14, 2014 г., которое и было принято авторами за ближайший аналог.

Данное техническое решение относится к рулям направления управляемых ракет. Подобные ракеты обычно оснащены четырьмя рулями, расположенными равномерно по периметру поперечного сечения ракеты.

Руль содержит складываемую аэродинамическую поверхность, зафиксированную в рабочем положении и шарнирно соединенную с приводом управления рулем, закрепленным в корпусе ракеты с возможностью поворота, при этом аэродинамический руль имеет тонкий внешний обвод. В корпусе ракеты установлен механизм стопорения и удерживает руль от поворота в сложенном положении. При раскрытии аэродинамической поверхности происходит расфиксация привода управления рулем, после чего происходят повороты руля.

Однако для аэродинамических рулей (стабилизаторов) ракет, находящихся уже в раскрытом положении, например ракет, установленных под фюзеляжем или под крыльями самолетов или иных носителей, данное техническое решение использовать нецелесообразно, так как расфиксация руля происходит во время раскрытия аэродинамической поверхности. Фиксация рулей на этапе выведения, когда ракета находится под фюзеляжем самолета, необходима для предотвращения поворота руля, что привело бы к увеличению аэродинамического сопротивления во время полета.

Целью предлагаемого изобретения является создание аэродинамического руля ракеты с тонким внешним обводом и с механизмом стопорения, эффективно фиксирующимся от поворота.

Указанная цель достигается тем, что аэродинамический руль содержит установленную на корпусе ракеты аэродинамическую поверхность, с возможностью складывания, привод управления рулем, установленный в корпусе ракеты с возможностью вращения, в котором зафиксирована аэродинамическая поверхность и механизм стопорения. Механизм стопорения установлен в приводе управления рулем и содержит качалку, шарнирно установленную в корпусе привода управления рулем. Один конец качалки шарнирно соединен со штоком поршня, установленного в приводе управления рулем с возможностью продольного перемещения, а другой конец кинематически связан с фиксатором. Фиксатор установлен параллельно оси вращения руля с возможностью продольного перемещения. Один конец фиксатора установлен в корпусе привода управления рулем, а другой в корпусе ракеты.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на на фиг. 1-5 представлена конструкция предлагаемого аэродинамического руля ракеты. На фиг. 1-5 указаны позиции в следующем порядке:

1 - аэродинамическая поверхность;

2 - привод управления рулем;

3 - корпус ракеты;

4 - механизм стопорения;

5 - качалка;

6 - шток;

7 - поршень;

8 - фиксатор;

9 - отверстие.

Аэродинамический руль ракеты содержит установленную на корпусе ракеты 3 аэродинамическую поверхность 1, с возможностью складывания, привод управления рулем 2, установленный в корпусе ракеты 3 с возможностью вращения, в котором зафиксирована аэродинамическая поверхность и механизм стопорения 4. Механизм стопорения содержит качалку 5, один конец которой шарнирно соединен со штоком 6 поршня 7, а другой конец кинематически связан с фиксатором 8. Один конец фиксатора установлен в корпусе привода управления 2, а другой - в отверстии 9 корпуса ракеты 3.

Устройство работает следующим образом.

Во время нахождения ракеты под фюзеляжем (крылом) самолета или иных носителей аэродинамическая поверхность 1 находится в зафиксированном состоянии за счет того, что один конец фиксатора 8 находится в отверстии 9 корпуса ракеты 3. При расстыковке ракеты и носителя происходит подача управляющего сигнала на газогенератор, и в привод управления рулем 2 поступает рабочее тело, которое приводит в движение поршень 7. Шток 6 поршня 7, в свою очередь, поворачивает качалку 5, которая, воздействуя на фиксатор 8, выдвигает его из отверстия 9, тем самым расфиксируя аэродинамический руль ракеты. Для уменьшения габаритов при транспортировке или во время хранения аэродинамическая поверхность 1 может переводиться в транспортное положение.

Предложенное техническое решение позволяет реализовать конструкцию раскрываемого руля ракеты с тонким внешним обводом и с механизмом стопорения, эффективно фиксирующимся от поворота.

Claims

Аэродинамический руль ракеты, содержащий установленную на корпусе ракеты аэродинамическую поверхность, с возможностью складывания, привод управления рулем, установленный в корпусе ракеты с возможностью вращения, в котором зафиксирована аэродинамическая поверхность и механизм стопорения, отличающийся тем, что механизм стопорения установлен в приводе управления рулем и содержит качалку, шарнирно установленную в корпусе привода управления рулем, один конец которой шарнирно соединен со штоком поршня, установленного в приводе управления с возможностью продольного перемещения, а другой конец кинематически связан с фиксатором, расположенным параллельно оси вращения руля с возможностью продольного перемещения, один конец фиксатора размещен в корпусе привода управления рулем, а другой в корпусе ракеты.