RU2652035C1 - Механизм раскрытия консолей крыла летательного аппарата - Google Patents
Механизм раскрытия консолей крыла летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2652035C1 RU2652035C1 RU2016149962A RU2016149962A RU2652035C1 RU 2652035 C1 RU2652035 C1 RU 2652035C1 RU 2016149962 A RU2016149962 A RU 2016149962A RU 2016149962 A RU2016149962 A RU 2016149962A RU 2652035 C1 RU2652035 C1 RU 2652035C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- rocket
- opening
- axis
- rod
- Prior art date
Links
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 title claims abstract description 23
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 abstract description 3
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 abstract description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 244000309464 bull Species 0.000 description 2
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 2
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 2
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
- F42B10/02—Stabilising arrangements
- F42B10/14—Stabilising arrangements using fins spread or deployed after launch, e.g. after leaving the barrel
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к складным аэродинамическим поверхностям и механизмам их раскрытия. Раскрываемое, шарнирно закрепленное на корпусе крыло и механизм раскрытия консолей крыла, выполненный в виде Т-образно вращающихся стержней, установленных перпендикулярно друг к другу, один из которых имеет возможность перемещаться вдоль оси другого и вдоль консоли крыла, а второй закреплен шарнирно на другой ступени ракеты. Крыло раскрывается за свою заднюю кромку с помощью двух пальцев (пластин), установленных на одном из рычагов механизма раскрытия. Технический результат заключается в обеспечении более простой конструкции при изготовлении механизма, отсутствии его настройки и, как следствие, в исключении возможных ошибок при сборке, а также в снижении массы ракеты за счет уменьшения количества деталей. 6 ил.
Description
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к складным аэродинамическим поверхностям и механизмам их раскрытия (крыльям, рулям, стабилизаторам), и может быть использовано в конструкции механизмов раскрытия складываемых крыльев двухступенчатых ракет, находящихся под обтекателем.
Известны ракеты с раскрывающимися аэродинамическими поверхностями (крыльями, рулями, стабилизаторами) (патент США №3650496, 1972 г.; патенты РФ №2243488, 2004 г., №2284450, 2006 г. и др.). Это ракеты, стартующие либо из транспортно-пусковых контейнеров, либо со стартово-разгонных ступеней и находящихся при разгоне под обтекателем.
Ближайшим техническим устройством, выбранным в качестве прототипа, является патент на изобретение №2482434 [1. RU 2482434, МПК6 F42B 10/14. Раскрываемое крыло двухступенчатой ракеты / Волков В.А., Земсков В.А., Шестаков С.А. (14.12.2011). Опубл. 20.05.2013. Бюл. №14]. Устройство по данному патенту состоит из фиксируемого в раскрытом положении шарнирно закрепленного на корпусе ракеты крыла и механизма раскрытия крыла с приводом, в котором крыло и механизм раскрытия установлены автономно на разных ступенях двухступенчатой ракеты. Механизм раскрытия крыла выполнен в виде вращающегося стержня и установленных на стержне двух шарнирно соединенных между собой и образующих параллелограмм рычагов, при этом ось вращения крыла и ось вращения стержня, закрепленная в опорном кронштейне, совмещены по направлению. Один из двух рычагов размещен на стержне с возможностью перемещения вдоль его оси с фиксацией от взаимного проворота, другой рычаг снабжен двумя разнесенными по его длине пальцами, взаимодействующими с гнездами, закрепленными на задней кромке крыла.
Недостатками данного устройства являются сложная настройка механизма, а также его большой вес. Устройство имеет прямую зависимость габарита механизма от величины смещения осей вращения крыла и устройства раскрытия. Для настройки механизма необходимы следующие компоненты: пальцы, удерживающие крыло, установка зазоров между протяженными рычагами. Данные настройки не требуются в предлагаемом изобретении.
Предлагаемое устройство устраняет указанные недостатки прототипа следующим образом. Если взять два взаимно перпендикулярных стержня, расположенных Т-образно, первый из которых может перемещаться вдоль оси второго, и расположить на нем же втулку, которая имеет возможность перемещения вдоль его оси, то оси вращения втулки и второго стержня могут быть различны. При повороте второго стержня втулка будет свободно вращаться относительно своей оси без какого-либо сопротивления, единственное, что будет изменяться, - это положение первого стержня относительно второго стержня и втулки. Таким образом, в предлагаемом изобретении механизм раскрытия консолей крыла выполнен в виде Т-образно вращающихся стержней, установленных перпендикулярно друг к другу, один из которых имеет возможность перемещаться вдоль оси другого и вдоль консоли крыла, а второй закреплен шарнирно на другой ступени ракеты.
Предложенное техническое решение поясняется чертежами.
На Фиг. 1 изображен общий вид крыла с механизмом раскрытия, на Фиг. 2 - вид по направлению полета, на Фиг. 3 - сечение по отдельному элементу конструкции, на Фиг. 4 - вид сбоку отдельного элемента конструкции, на Фиг. 5 - общий изометрический вид, на Фиг. 6 - вид 3-D модели.
Предлагаемое устройство состоит из фиксируемого в раскрытом положении крыла 1 (узлы фиксации условно не показаны), шарнирно установленного на двух опорах 2 на корпусе маршевой ступени 3 ракеты, механизма раскрытия крыла, выполненного в виде прилегающего к задней кромки крыла 4 крыла 1, вращающего стержня 5, ось вращения 6 которого размещена в опорном кронштейне 7, жестко закрепленном на разгонной (отделяемой) ступени 8 ракеты, и привода 9. На стержне 5 размещена с возможностью перемещения вдоль его продольной оси втулка 11, на которой жестко установлены разнесенные по его длине два пальца (пластины) 12, заведенных (утопленных) в гнезда на задней кромке крыла 4. Стержень 5 при помощи втулки установлен на поворотном стержне 13 с возможностью перемещения вдоль его оси. В общем случае крыло 1 может быть выполнено составным и включать в себя помимо основной части 1 и аэродинамическую поверхность управления (элевон, элерон) 16, вращающуюся по оси 14, образуемую шарнирами 15.
Устройство работает следующим образом:
При подаче управляющего сигнала привод 9 поворачивает поворотный стержень 13, а вместе с ним стержень 5, который в свою очередь приводит в движение втулку 11, вследствие чего крыло 1 поворачивается за счет установленных двух пальцев (пластин) 12 из сложенного положения в раскрытое до фиксации крыла на своих фиксаторах. Наличие исходного несовпадения осей вращения крыла и вращающегося стержня механизма раскрытия крыла, как указывалось выше, компенсируется при раскрытии изменением положения стержня 5 относительно поворотного стержня 13 и втулки 11 относительно стержня 5.
Предлагаемый механизм, исключая недостатки существующих устройств, сохраняя лучшее от прототипа, обеспечивает:
- более простую конструкцию при изготовлении;
- отсутствие настройки механизма, что исключает возможные ошибки при сборке;
- снижение массы ракеты за счет уменьшения количества деталей.
Устройство может быть выполнено с использованием стандартного оборудования и материалов отечественного производства. Таким образом, заявленное устройство соответствует критерию «промышленная применимость».
Источники информации
1. Патент RU 2482434, МПК6 F42B 10/14. Раскрываемое крыло двухступенчатой ракеты / Волков В.А., Земсков В.А., Шестаков С.А. (14.12.2011). Опубл. 20.05.2013. Бюл. №14.
2. Многофункциональный механизм раскрытия консолей крыла летательного аппарата / Л.В. Белюстин и др. // Ракетные комплексы и ракетно-космические системы - проектирование, экспериментальная отработка, летные испытания, эксплуатация: Труды секции 22 имени академика В.Н. Челомея XXXVIII Академических чтений по космонавтике / Под общ. ред. А.Г. Леонова. Сост.: Л.С. Точилов. - Реутов [АО «ВПК «НПО машиностроения»], 2014. - С. 45-56.
3. Патент RU 2283469, МПК6 F42B 10/14. Устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей летательного аппарата / Лукин И.Д., Юрконенко А.Н., Завьялов И.Е. (2006.09.10)
4. Патент RU 2387947Ю МПК F42B 10/14. Устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей летательного аппарата / Сабанеев В.М., Лукин И.Д., Завьялов И.Е. (2008.10.02).
Claims (1)
- Механизм раскрытия консолей крыла летательного аппарата, состоящий из фиксируемого в раскрытом положении, шарнирно закрепленного на корпусе ракеты крыла и механизма раскрытия крыла с приводом, автономно установленных на разных ступенях ракеты, отличающийся тем, что механизм раскрытия крыла выполнен в виде Т-образно вращающихся стержней, установленных перпендикулярно друг к другу, один из которых имеет возможность перемещаться вдоль оси другого и вдоль консоли крыла, а второй закреплен шарнирно на другой ступени ракеты.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016149962A RU2652035C1 (ru) | 2016-12-19 | 2016-12-19 | Механизм раскрытия консолей крыла летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016149962A RU2652035C1 (ru) | 2016-12-19 | 2016-12-19 | Механизм раскрытия консолей крыла летательного аппарата |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2652035C1 true RU2652035C1 (ru) | 2018-04-24 |
Family
ID=62045497
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016149962A RU2652035C1 (ru) | 2016-12-19 | 2016-12-19 | Механизм раскрытия консолей крыла летательного аппарата |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2652035C1 (ru) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3650496A (en) * | 1969-05-14 | 1972-03-21 | Bofors Ab | Folding fins for missiles |
| DE3507677C2 (ru) * | 1985-03-05 | 1993-06-03 | Diehl Gmbh & Co, 8500 Nuernberg, De | |
| RU2478907C1 (ru) * | 2011-12-14 | 2013-04-10 | Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Раскрываемое крыло двухступенчатой ракеты |
| RU2482433C1 (ru) * | 2011-12-07 | 2013-05-20 | Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Раскрываемое крыло двухступенчатой ракеты |
| RU2482434C1 (ru) * | 2011-12-14 | 2013-05-20 | Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Раскрываемое крыло двухступенчатой ракеты |
-
2016
- 2016-12-19 RU RU2016149962A patent/RU2652035C1/ru active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3650496A (en) * | 1969-05-14 | 1972-03-21 | Bofors Ab | Folding fins for missiles |
| DE3507677C2 (ru) * | 1985-03-05 | 1993-06-03 | Diehl Gmbh & Co, 8500 Nuernberg, De | |
| RU2482433C1 (ru) * | 2011-12-07 | 2013-05-20 | Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Раскрываемое крыло двухступенчатой ракеты |
| RU2478907C1 (ru) * | 2011-12-14 | 2013-04-10 | Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Раскрываемое крыло двухступенчатой ракеты |
| RU2482434C1 (ru) * | 2011-12-14 | 2013-05-20 | Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Раскрываемое крыло двухступенчатой ракеты |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP7230100B2 (ja) | 展開可能な構成要素を備えた航空機 | |
| US11814165B2 (en) | Systems and methods for aerodynamic deployment of wing structures | |
| EP3130535B1 (en) | An unmanned aerial vehicle | |
| US7777165B2 (en) | Methods and apparatus for adjustable surfaces | |
| US10040540B2 (en) | Link for coupling an aircraft lift device to a track | |
| JP5945248B2 (ja) | 航空機に操縦翼面を回転自在に取り付けるためのヒンジ装置 | |
| CN105799915A (zh) | 无人机机翼同步折叠展开机构 | |
| RU2478907C1 (ru) | Раскрываемое крыло двухступенчатой ракеты | |
| EP2743176A2 (en) | Support assembly | |
| RU2482434C1 (ru) | Раскрываемое крыло двухступенчатой ракеты | |
| US10150556B2 (en) | Low-profile wing hinge mechanism | |
| RU2652035C1 (ru) | Механизм раскрытия консолей крыла летательного аппарата | |
| KR101356554B1 (ko) | 유도탄의 날개 전개 및 접힘 구조 | |
| EP2234876B1 (en) | Methods and apparatus for adjustable surfaces | |
| RU2482433C1 (ru) | Раскрываемое крыло двухступенчатой ракеты | |
| RU2682152C1 (ru) | Устройство складывания аэродинамической поверхности летательного аппарата | |
| KR20230025004A (ko) | 비행체용 날개 모듈 | |
| RU2750920C1 (ru) | Система складывания аэродинамической поверхности летательного аппарата | |
| RU185462U1 (ru) | Узел раскрытия аэродинамических поверхностей летательных аппаратов | |
| RU169784U1 (ru) | Раскрываемая аэродинамическая поверхность двухступенчатой ракеты | |
| RU2427502C1 (ru) | Механизм привода передних створок ниши шасси самолета | |
| RU2623489C1 (ru) | Сверхзвуковой летательный аппарат с изменяемой в полёте кривизной крыла | |
| Weisshaar | New aircraft systems concepts-towards new horizons in aeroelasticity | |
| RU133916U1 (ru) | Крыло беспилотного летательного аппарата | |
| UA28574U (en) | Rocket nose fairing |