складывающееся крыло ракеты

Формула изобретения

Складывающееся крыло ракеты, содержащее лопасть, корневая часть которой совместно с шарнирно соединенными с ней вкладышами размещена в выемке жестко закрепленного на корпусе ракеты основания, устройство раскрытия в виде взаимодействующей с вкладышами листовой рессоры и размещенное в основании устройство фиксации, отличающееся тем, что устройство фиксации выполнено в виде подпружиненных одноплечих рычагов, шарнирно установленных в выполненных по обе стороны выемки сквозных пазах основания, при этом оси шарниров с установленными на них пружинами рычагов закреплены в верхней части пазов, а противоположные шарниру концы рычагов имеют возможность взаимодействия с выполненными во вкладышах уступами.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкции ракет со складывающимися крыльями, жестко закрепленными на корпусе ракеты.

Известно складывающееся крыло малогабаритной ракеты, патент РФ №2184339, МПК⁷ F 42 В 10/14, выбранное за прототип, содержащее жестко закрепленное на корпусе ракеты основание с выемкой, лопасть с ответной посадочной частью, шарнирно соединенную с подвижными вкладышами, устройство раскрытия в виде расположенной в выемке основания листовой рессоры, жестко закрепленной в своей средней части и взаимодействующей своими концами с вкладышами, устройство фиксации.

Устройство фиксации выполнено в виде взаимодействующих с вкладышами плоских фиксаторов, размещенных в основании в зоне его прилегания к корпусу. Фиксаторы подпружинены пластинчатыми фигурными пружинами.

Недостатки известного устройства характерны для устройств, использующих прямолинейное поступательно-возвратное движение при взаимодействии деталей:

- повышенное по сравнению с устройствами, использующими вращательное движение, трение;

- возможность перекоса и, как следствие, заклинивания, особенно при малой длине фиксатора, что характерно для малогабаритных устройств.

Принятая в известном складывающемся крыле кинематическая схема устройства фиксации определяет и технологические трудности при изготовлении устройства, связанные с необходимостью обеспечения требуемых параметров точности и шероховатости внутренних поверхностей основания, сопрягающихся с фиксатором, а также поверхности корпуса, являющейся для него опорной. Как известно, следует избегать наличия точных поверхностей на корпусных деталях.

Известные технологические трудности представляет также обеспечение стабильных силовых и геометрических параметров пластинчатой пружины сложной геометрической формы.

Задачей предлагаемого изобретения является устранение отмеченных недостатков устройства фиксации, повышение надежности складывающегося крыла ракеты при повышении технологичности его изготовления.

Эта задача решается тем, что в складывающемся крыле ракеты, содержащем лопасть, корневая часть которой совместно с шарнирно соединенными с ней вкладышами размещена в выемке жестко закрепленного на корпусе ракеты основания, устройство раскрытия в виде взаимодействующей с вкладышами листовой рессоры, устройство фиксации, последнее выполнено в виде подпружиненных одноплечих рычагов, шарнирно установленных в выполненных по обе стороны выемки сквозных пазах основания, при этом оси шарниров с установленными на них пружинами рычагов закреплены в верхней части пазов, а противоположные шарниру концы рычагов взаимодействуют с выполненными во вкладышах уступами.

Выполнение устройства фиксации в виде подпружиненных одноплечих рычагов, шарнирно установленных в сквозных пазах основания, существенно снижает трение при работе устройства по сравнению с прототипом, в принципе исключает возможность перекоса и заклинивания.

Закрепление оси шарниров в верхней части основания увеличивает плечо рычага и, тем самым, снижает потребное усилие отжатия рычагов при фиксации.

Очевидны также технологические преимущества предлагаемого устройства фиксации по сравнению с прототипом. Рычаги не взаимодействуют с поверхностями основания и корпуса ракеты, поэтому последние могут быть выполнены как свободные, с соответствующими требованиями к ним по точности и шероховатости.

В предлагаемой конструкции в отличие от известной используется пружина кручения из проволоки круглого сечения, изготовление которой не вызывает затруднений в производстве.

Устройство заявленного складывающегося крыла поясняется чертежами, где на фиг.1 оно показано в рабочем зафиксированном положении при виде сбоку и на фиг.2 - сечение по оси рычага. Лопасть 1 своей корневой частью 2 совместно с шарнирно закрепленными на ней осями 4 вкладышами 3 размещена в выемке 5 основания 6. Основание закреплено с помощью сварки на корпусе 7 ракеты. В выемке основания размещено также устройство раскрытия в виде листовой рессоры 8.

В сквозных пазах 9 основания размещено устройство фиксации в виде рычагов 10, шарнирно установленных на осях 11 в верхней части основания. Рычаги подпружинены пружинами 12 и своими концами взаимодействуют с уступами 13 вкладышей.

Отверстия 14 в рычагах и 15 в основании предназначены для отжатия рычагов при складывании лопасти.

Устройство работает следующим образом. Для складывания лопасти 1, используя отверстия 14 и 15, отжимают рычаги 10 от вкладышей 3, вытягивают корневую часть лопасти из выемки 5 основания 6, деформируя рессору 8 и выводя ось 4 шарнира за пределы выемки основания; складывают лопасть, поворачивая ее на осях 4 и опирая при этом на верхнюю боковую грань основания. При раскрытии под действием деформированной рессоры лопасть занимает прежнее положение, при этом рычаги 10 отжимаются перемещающимися вкладышами и затем фиксируют их под действием пружин 12.

Таким образом, в предложенной конструкции складывающегося крыла ракеты устранены недостатки, присущие прототипу, что позволило решить поставленную задачу - повысить надежность его функционирования при повышении технологичности.