RU2629513C2

RU2629513C2 - Блок рулевого привода ракеты

Info

Publication number: RU2629513C2
Application number: RU2015154875A
Authority: RU
Inventors: Александр Федорович Ивашин; Дмитрий Юрьевич Вороньжев
Original assignee: Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения"
Priority date: 2015-12-21
Filing date: 2015-12-21
Publication date: 2017-08-29
Also published as: RU2015154875A

Abstract

Изобретение относится к ракетной технике и может найти применение в устройствах управления аэродинамическими поверхностями летательного аппарата или других высоконагруженных агрегатах в машиностроении. Блок рулевого привода ракеты состоит из аэродинамической поверхности, вала, соединенного с аэродинамической поверхностью с возможностью поворота, рычага, жестко установленного на валу, рулевого агрегата, шарнирно соединенного с рычагом и закрепленного в корпусе ракеты, где вал установлен на роликах в сепараторах и разъемной обойме, жестко закрепленной в корпусе ракеты, а каждый последующий ролик расположен перпендикулярно предыдущему. При этом механизм поворота выполнен в виде двухрядного подшипника, один ряд которого, расположенный к аэродинамической поверхности, состоит из конических роликов, размещенных в сепараторах с тепловым зазором, соответствующим требованиям по герметизации блока, а второй ряд, расположенный к рычагу, содержит игольчатые ролики, имеющие свободу осевого перемещения, в 2-3 раза превышающую осевой люфт первого ряда роликов. Каждый ряд роликов заполнен порошковой смесью графита с дисульфидом молибдена. Технический результат заключается в создании простого надежного блока рулевого привода ракеты, работающего при больших аэродинамических нагрузках, высокой окружающей температуре с обеспечением требований по герметичности привода. 1 ил.

Description

Изобретение относится к ракетной технике и может найти применение в устройствах управления аэродинамическими поверхностями (рулями и пр.) летательного аппарата (ЛА) или других высоконагруженных агрегатах в машиностроении. Эти устройства содержат также требования по герметичности и работоспособности при высоких температурах.

Известны устройства привода вращения аэродинамических поверхностей ЛА, содержащие вал, установленный в корпус с возможностью поворота аэродинамической поверхности, закрепленной на валу, а также подшипники с коническими роликами для тяжело нагруженных поворотных устройств транспортных средств:

1. Патент 2520812 RU С1, МПК F42B 10/16. Раскрываемый руль ракеты / Шестаков С.А., Земсков В.А. - Опубл. 27.06.2014.

2. Патент 2503919 RU С1, МПК F42B 10/14; F42B 10/64; F64C 13/28. Привод несущей управляющей плоскости летательного аппарата / Михеев С.Г., Белюстин Л.В., Марцун Ю.В. - 10.01.2014.

3. Подшипник №2-76692/670, эскиз №548. // Подшипники качения и свободные детали: Каталог. - М.: Союзглавподшипник, 1983. - С. 200; 278.

В устройствах [1; 2] раскрываемый руль состоит из фиксируемой в раскрытом положении части руля, корневой части, шарнирно соединенной со складываемой частью, закрепленной в корпусе ракеты с возможностью поворота.

Устройства [1; 2], содержащие вал привода, расположенного в корпусе на подшипниках с возможностью вращения относительно своей продольной оси, обладают следующим недостатком: осевое перемещение вала ограничено фланцами вала и рычага его вращения в корпусе, что недопустимо в тяжело нагруженных приводах, не исключающих осевые нагрузки, при которых трение по металлу может привести к задирам контактирующих поверхностей и отказу узла, учитывая еще и аэродинамический нагрев зоны контакта.

Подшипники [3] эксплуатируются при минимальных зазорах в роликах и с заполнением полости сепаратора пластичной смазкой, что не дает возможности применить их в таком исполнении при высоких температурах в блоке рулевого привода ракеты.

Ближайшим техническим устройством, выбранным в качестве прототипа, является патент на изобретение [4. Патент №2546792 RU С1, МПК F42B 10/62, F16C 19/50. Блок рулевого привода ракеты / Шевченко В.В., Шестаков С.А., Земсков В.А, Дергачев А.А. - Опубл. 10.04.2015. Бюл. №10.] Блок рулевого привода ракеты состоит из аэродинамической поверхности и вала, соединенного с аэродинамической поверхностью, установленного в корпусе ракеты с возможностью поворота, рычага, жестко установленного на валу, рулевого агрегата, закрепленного в корпусе ракеты и шарнирно соединенного с рычагом. Механизм поворота выполнен в виде вала, установленного на цилиндрических роликах в разъемной обойме, жестко закрепленной в корпусе ракеты. Ролики размещены в сепараторах таким образом, что каждый последующий ролик расположен перпендикулярно предыдущему, за счет чего имеется возможность одним рядом роликов воспринимать нагрузки, действующие на аэродинамическую поверхность.

Недостатки указанного устройства. Даже расположенные взаимно перпендикулярно цилиндрические ролики при однорядном подшипнике не обеспечивают надежного базирования вала в обойме и качения по дорожкам обоймы и вала, так как при необходимых зазорах нет препятствий перемещению цилиндрического ролика по образующей. Ролик, перемещаясь, упирается торцом в дорожку качения, скользит по ней, искажая процесс качения по образующим цилиндра: не исключены задиры контактирующих поверхностей с повышением момента вращения вала до состояния заклинивания. При указанной конструкции опорного узла привода с необходимостью увеличения тепловых зазоров и, как следствие, повышенных люфтов, трудно обеспечить герметизацию подвижных соединений вала в связи с односторонней неравномерной и переменной деформацией уплотнения.

Применение конических роликов по указанной схеме размещения в блоке рулевого привода ракеты также не дает значительных преимуществ при однорядном подшипниковом узле по тем же причинам.

Целью предлагаемого изобретения является создание более надежного блока рулевого привода ракеты, работающего при больших аэродинамических нагрузках, высокой окружающей температуре с обеспечением требований по герметичности привода.

Осуществление поставленной цели достигается тем, что в блоке рулевого привода ракеты, состоящего из аэродинамической поверхности, вала, соединенного с аэродинамической поверхностью с возможностью поворота, механизм поворота выполнен в виде двухрядного подшипника, состоящего из внешней разъемной обоймы, вала и двух рядов роликов. Один ряд, расположенный к аэродинамической поверхности, состоит из конических роликов, размещенных в сепараторах с тепловым зазором, соответствующим требованиям по герметизации блока, а второй ряд, расположенный к рычагу, содержит игольчатые ролики [5. ГОСТ 6870-81. Подшипники качения. Ролики игольчатые. Технические условия.]. Игольчатые ролики имеют свободу осевого перемещения, в 2-3 раза превышающую осевой люфт первого ряда роликов. Каждый ряд роликов заполнен порошковой смесью графита с дисульфидом молибдена [6. Дисульфид молибдена. Технические условия: ТУ 48-19-133-90. - М.: М-во металлургии СССР, 1990.]

Изобретение поясняется чертежом, где на фиг. 1 представлено устройство блока рулевого привода ракеты в рабочем положении, состоящее из аэродинамической поверхности 1, вала 2, соединенного с аэродинамической поверхностью 1 с возможностью поворота, рычага 3, жестко установленного на валу 2, рулевого агрегата 4, закрепленного в корпусе ракеты 5, шток 6 которого шарнирно соединен с рычагом 3. Механизм поворота выполнен в виде двухрядного подшипника, состоящего из внешней разъемной обоймы 7, жестко закрепленной в корпусе ракеты 5, вала 2 и двух рядов роликов 8, 9. Один ряд, расположенный к аэродинамической поверхности 1, состоит из конических роликов 8, размещенных в сепараторах во внешней обойме 7 с тепловым зазором, соответствующим требованиям по герметизации блока, при этом каждый последующий ролик расположен перпендикулярно предыдущему; второй ряд, расположенный к рычагу 3 механизма поворота, содержит игольчатые ролики 9 [5.], вращающиеся по упрочненным поверхностям обоймы 7 и вала 2.

Принцип действия устройства

Поступательное движение штока 6 рулевого агрегата 4 преобразуется во вращательное движение вала 2. Вал 2, взаимодействуя с роликами 8, 9, поворачивает аэродинамическую поверхность на требуемый угол, при этом:

- игольчатые ролики 9, вращающиеся по поверхностям внешней обоймы 7 и вала 2, принимая боковую нагрузку и парируя осевое перемещение вала по роликам 8 до стабильного состояния зазоров между валом и внешней обоймой, обеспечивают устойчивые условия для тепловых зазоров и требований по герметичности;

- ролики 8 за счет свободы осевого перемещения роликов 9 опираются на поверхности внешней обоймы 7 и вала 2, обеспечивая зазоры по уплотнениям стабильными как одно из условий обеспечения герметичности;

- заполнение полостей подшипника по роликам 8, 9 порошковой смесью графита с молибденом гарантирует применение блока рулевого привода ракеты при температуре в зоне роликов 8 до 500°С.

Таким образом, устройство в указанном исполнении гарантирует надежность блока рулевого привода ракеты: исключает заклинивание привода при вращении во всем диапазоне эксплуатации, обеспечивает герметичность по валу в пределах требований к объекту применения.

Предлагаемое устройство раскрытия руля может быть выполнено с помощью стандартного оборудования и материалов отечественного производства. Таким образом, заявленное устройство соответствует критерию «промышленная применимость».

Источники, принятые во внимание

2. Патент 2503919 RU С1, МПК F42B 10/14; F42B 10/64; F64C 13/28, В64С 13/18. Привод несущей управляющей плоскости летательного аппарата / Михеев С.Г., Белюстин Л.В., Марцун Ю.В. - Опубл. 10.01.2014.

4. Патент №2546792 RU С1, МПК F42B 10/62, F16C 19/50. Блок рулевого привода ракеты / Шевченко В.В., Шестаков С.А., Земсков В.А, Дергачев А.А. / Опубл. 10.04.2015. Бюл. №10.

5. ГОСТ 6870-81. Подшипники качения. Ролики игольчатые. Технические условия.

6. Дисульфид молибдена. Технические условия: ТУ 48-19-133-90. - М.: М-во металлургии СССР, 1990.

Claims

Блок рулевого привода ракеты, состоящий из аэродинамической поверхности, вала, соединенного с аэродинамической поверхностью с возможностью поворота, рычага, жестко установленного на валу, рулевого агрегата, шарнирно соединенного с рычагом и закрепленного в корпусе ракеты, где вал установлен на роликах в сепараторах и разъемной обойме, жестко закрепленной в корпусе ракеты, а каждый последующий ролик расположен перпендикулярно предыдущему, отличающийся тем, что механизм поворота выполнен в виде двухрядного подшипника, один ряд которого, расположенный к аэродинамической поверхности, состоит из конических роликов, размещенных в сепараторах с тепловым зазором, соответствующим требованиям по герметизации блока, а второй ряд, расположенный к рычагу, содержит игольчатые ролики, имеющие свободу осевого перемещения, в 2-3 раза превышающую осевой люфт первого ряда роликов; каждый ряд роликов заполнен порошковой смесью графита с дисульфидом молибдена.