АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ РУЛЬ РАКЕТЫ Российский патент 2014 года по МПК F42B10/14 

Описание патента на изобретение RU2520846C1

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

Ракеты с раскрывающимися аэродинамическими поверхностями (крыльями, рулями, стабилизаторами), известны (патенты США.; №3273500, 1966 г.; №2925966, 1960 г; №6092264, 2000 г. и др.). Это ракеты, стартующие либо из транспортно-пусковых стаканов (ТПС), либо со стартово-разгонных ступеней. Наличие складываемых конструкций продиктовано уменьшением габаритов средств доставки ракет. Для избежания возможного поворота рулей при движении ракеты в ТПС и возможного заклинивания ее в нем рули фиксируются от поворота специальными устройствами. После выхода ракеты из ТПС и раскрытия рулей устройство стопорения снимает свою фиксацию рулей.

Наиболее близким по набору существенных признаков является техническое решение по патенту США №3650496, F42B 13/32, 1972, 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. Если ракета запускается из ТПС, рули должны быть складываемыми, т.к. при движении ракеты внутри ТПС рули прижаты к корпусу ракеты и зафиксированы от поворота. После выхода из ТПС рули раскрываются, занимают рабочее положение и автоматически расфиксируются. Еще одной причиной делать рули складываемыми является уменьшение требуемого объема, облегчение обслуживания ракеты при хранении и облегчение транспортировки. Исходя из этого, руль, как правило, состоит из двух частей: корневой части, примыкающей к наружной поверхности ракеты, и складываемой части, которая в рабочем положении является продолжением корневой части и может быть переведена из рабочего положения в сложенное по направлению к корпусу ракеты. При этом механизм фиксации установлен в корневой части, используя при этом объем корневой части руля.

Данное техническое решение представляет аэродинамический руль ракеты, который шарнирно закреплен на корпусе ракеты и содержит складываемую и корневую часть. Корневая часть расположена вне корпуса ракеты, шарнирно соединена со складываемой частью и содержит устройство фиксации руля, предотвращающее поворот руля до его раскрытия.

Наличие корневой части руля, расположенной вне корпуса ракеты, приводит к увеличению габаритов ТПС. Для уменьшения габаритов необходимо использовать руль с одной складываемой частью и исключить наличие корневой части.

Целью предлагаемого изобретения является создание раскрываемого руля ракеты с тонким внешним обводом, эффективно фиксирующегося от поворота в сложенном положении, используя при этом минимально возможный зазор между внутренним обводом ТПС и корпусом ракеты.

Указанная цель достигается тем, что руль содержит складываемую аэродинамическую поверхность, зафиксированную в рабочем положении и шарнирно соединенную с приводом управления рулем, закрепленным в корпусе ракеты с возможностью вращения. Аэродинамическая поверхность выполнена цельной. В корпусе ракеты установлен механизм стопорения, содержащий подпружиненно-поворотную качалку, один конец которой контактирует с аэродинамическую поверхностью, а другой установлен в прорези привода управлением рулем в сложенном положении и удерживает руль от поворота. Качалка перемещается из прорези в дугообразный паз привода управления рулем при раскрытии аэродинамической поверхности, тем самым расфиксируя руль. Длина паза привода управления рулем ограничивает углы поворота руля.

На фиг.1-6 представлена конструкция предлагаемого аэродинамического руля ракеты.

Она состоит из аэродинамической поверхности 1, шарнирно соединенной с приводом управления рулем, 2 установленным в корпусе ракеты 3. В корпусе ракеты установлен механизм фиксации 4, содержащий подпружиненную качалку 5. Качалка содержит на одном конце зуб 6, контактирующий с аэродинамической поверхностью 1, на другом конце зуб 7, расположенный в прорези 8 в сложенном положении и в дугообразном пазе 9 в рабочем положении.

Устройство работает следующим образом:

При расположении в ТПС аэродинамическая поверхность 1 находится в сложенном положении, а зуб 7 качалки 5 механизма фиксации 4 расположен в прорези 8 привода управления рулем 2, фиксируя его и аэродинамическую поверхность 1 от поворота. После выхода ракеты из ТПС аэродинамическая поверхность 1 раскрывается, при этом во время раскрытия аэродинамическая поверхность 1, контактируя с зубом 6 качалки 5, поворачивает качалку 5, зуб 7 выходит из прорези 8 в дугообразный паз 9 и освобождает привод управления рулем 2. При повороте аэродинамическая поверхность ограничена длиной дугообразного паза 9.

Предложенное техническое решение позволяет реализовать конструкцию раскрываемого руля ракеты с тонким внешним обводом, эффективно фиксирующегося от поворота в сложенном положении, используя при этом минимально возможный зазор между внутренним обводом ТПС и корпусом ракеты.

Похожие патенты RU2520846C1

название год авторы номер документа
РАСКРЫВАЕМЫЙ РУЛЬ РАКЕТЫ 2013
  • Шевченко Валерий Владимирович
  • Шестаков Сергей Александрович
  • Земсков Вячеслав Александрович
  • Дергачёв Александр Анатольевич
RU2532286C1
РАСКРЫВАЕМЫЙ РУЛЬ РАКЕТЫ 2013
  • Шестаков Сергей Александрович
  • Земсков Вячеслав Александрович
RU2520812C1
РАСКРЫВАЕМЫЙ РУЛЬ 2015
  • Горбачёв Алексей Дмитриевич
  • Ивашин Александр Фёдорович
  • Михайлов Юрий Иванович
  • Вороньжев Дмитрий Юрьевич
RU2587751C1
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ РУЛЬ РАКЕТЫ 2014
  • Шестаков Сергей Александрович
  • Земсков Вячеслав Александрович
  • Дергачёв Александр Анатольевич
RU2569234C1
МЕХАНИЗМ РАСКРЫТИЯ РУЛЯ 2018
  • Дергачёв Александр Анатольевич
  • Земсков Вячеслав Александрович
  • Виноградов Александр Андреевич
  • Шевченко Валерий Владимирович
RU2686764C1
РАСКРЫВАЕМЫЙ РУЛЬ РАКЕТЫ 2014
  • Шевченко Валерий Владимирович
  • Шестаков Сергей Александрович
  • Земсков Вячеслав Александрович
  • Дергачёв Александр Анатольевич
RU2568974C1
СКЛАДНОЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ РУЛЬ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА 2018
  • Гайдукевич Виктор Леонидович
  • Яковлев Александр Сергеевич
  • Мурашов Роман Александрович
RU2704687C1
СКЛАДЫВАЕМАЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ПОВЕРХНОСТЬ С ДВУМЯ ЛИНИЯМИ СКЛАДЫВАНИЯ 2014
  • Дергачёв Александр Анатольевич
  • Белюстин Лев Владимирович
  • Каверин Виктор Александрович
  • Шаповалов Анатолий Иванович
  • Сидоренко Андрей Петрович
RU2549999C1
Механизм раскрытия и стопорения рулей с двумя складывающимися секциями 2021
  • Яковлев Александр Сергеевич
  • Люлюкин Виктор Иванович
  • Филиппов Владимир Сергеевич
  • Муравьев Дмитрий Игоревич
RU2770956C1
МЕХАНИЗМ РАСКРЫТИЯ И СТОПОРЕНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО РУЛЯ С ДВУМЯ ОСЯМИ СКЛАДЫВАНИЯ 2019
  • Гайдукевич Виктор Леонидович
  • Мурашов Роман Александрович
  • Муравьев Дмитрий Игоревич
RU2730903C1

Иллюстрации к изобретению RU 2 520 846 C1

Реферат патента 2014 года АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ РУЛЬ РАКЕТЫ

Изобретение относится к ракетной технике и касается устройств фиксации складываемых аэродинамических поверхностей. Аэродинамический руль ракеты содержит установленную на корпусе ракеты аэродинамическую поверхность с возможностью складывания, привод управления рулем. Привод установлен в корпусе ракеты с возможностью вращения, в котором зафиксированы аэродинамическая поверхность и механизм стопорения. Механизм стопорения содержит подпружиненно-поворотную качалку, контактирующую с аэродинамической поверхностью. Аэродинамическая поверхность выполнена цельной. На одном конце качалки выполнен зуб, контактирующий с аэродинамической поверхностью. В приводе управления выполнены дугообразный паз, ограничивающий углы поворота аэродинамической поверхности, и прорезь для установки другого конца качалки. Достигается эффективная фиксация руля от поворота в сложенном положении, используя при этом минимально возможный зазор между внутренним обводом транспортно-пускового стакана и корпусом ракеты. 6 ил.

Формула изобретения RU 2 520 846 C1

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, содержащий подпружиненно-поворотную качалку, контактирующую с аэродинамической поверхностью, отличающийся тем, что аэродинамическая поверхность выполнена цельной, на одном конце качалки выполнен зуб, контактирующий с аэродинамической поверхностью, в приводе управления выполнены дугообразный паз, ограничивающий углы поворота аэродинамической поверхности, и прорезь для установки другого конца качалки.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2014 года RU2520846C1

СПОСОБ И ЧУВСТВИТЕЛЬНЫЙ ЭЛЕМЕНТ ДЛЯ ИЗМЕРЕНИЯ ЭЛЕКТРИЧЕСКИХ НАПРЯЖЕНИЙ И/ИЛИ НАПРЯЖЕННОСТЕЙ ЭЛЕКТРИЧЕСКОГО ПОЛЯ 1993
  • Дирк Пайер
  • Хольгер Хирш
RU2121147C1
УСТРОЙСТВО СТАБИЛИЗАЦИИ АВИАЦИОННОЙ КРЫЛАТОЙ РАКЕТЫ 2006
  • Мельников Валерий Юрьевич
  • Натаров Борис Николаевич
  • Хомяков Михаил Алексеевич
  • Шумов Юрий Васильевич
RU2315261C2
US 3650496 A, 21.03.1972
СКЛАДНОЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ ОРГАН 2001
  • Зыбин И.М.
  • Овчелупов Н.В.
  • Фимушкин В.С.
RU2197704C1
РАКЕТА, ИМЕЮЩАЯ МЕХАНИЗМ РАЗВЕРТЫВАНИЯ УБИРАЮЩИХСЯ СТАБИЛИЗАТОРОВ 2003
  • Айзентраут Рудольф Адольф
  • Кебшулл Мартин Аллен
  • Парин Джон Кристофер
RU2320952C2

RU 2 520 846 C1

Авторы

Шестаков Сергей Александрович

Земсков Вячеслав Александрович

Шаповалов Анатолий Иванович

Даты

2014-06-27Публикация

2013-03-29Подача