механизм управления элевоном

Формула изобретения

Механизм управления элевоном, состоящий из размещенного на корпусе ракеты вала вращения, соединенного с элевоном, шарнирно установленным на задней кромке крыла, рычага, закрепленного на валу, и рулевой машинки, установленной в корпусе ракеты, шток которой шарнирно соединен с рычагом, отличающийся тем, что вал, расположенный в корпусе ракеты, жестко соединен с рычагом, шарнирно соединенным со штоком рулевой машинки, закрепленной в корпусе ракеты, при этом один конец вала с возможностью осевого перемещения входит в отверстие сферической опоры, установленной во втулке, размещенной в корпусе ракеты, а на другом конце вала шарнирно закреплена обойма, шарнирно соединенная с поводком, жестко закрепленным на элевоне складываемого крыла, при этом ось шарнирного соединения поводка и обоймы совмещена с осью вращения крыла, на поводке выполнен зуб, на обойме выполнен паз, в котором размещен зуб поводка.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к устройствам управления складываемого крыла гиперзвукового летательного аппарата ЛА и может быть использовано в конструкции механизмов управления раскрываемых крыльев.

Наличие складываемых конструкций продиктовано необходимостью уменьшения габаритов ЛА.

Наиболее близким по набору существенных признаков является техническое решение по патенту РФ № 2258895 С1 (14), 2005 г., которое и было принято авторами за аналог.

Данное техническое решение представляет собой блок рулевого привода управления снаряда содержащий вал вращения, соединенный с рулем, рычаг, закрепленный на валу и рулевую машинку, установленную в корпусе снаряда, шток которой шарнирно соединен с рычагом.

Такая традиционная схема не может быть применена для управления элевоном, закрепленным на задней кромке складываемого крыла гиперзвуковой ракеты, из-за возможной значительной несоосности между осью вала вращения и осью поворота элевона, возникающей как вследствие технологии изготовления составных частей ракеты (корпус, крыло, элевон) и сборки, так и вследствие температурных деформаций корпуса ракеты и крыла, возникающих во время полета ракеты. Температурные деформации возникают из-за неравномерного нагрева (до 1500°С), а также свойств различных материалов, применяемых в конструкции.

Целью предлагаемого изобретения является обеспечение управления элевоном, расположенным на складываемом крыле, работающим при повышенных нагрузках, независимо от температурных деформаций составных частей ракеты и от технологических погрешностей, возникающих при изготовлении деталей и узлов ракеты, а также при сборке ракеты.

Указанная цель достигается тем, что механизм управления элевоном содержит рулевую машинку, шарнирно закрепленную с рычагом. Рычаг жестко закреплен на валу. Один конец вала с возможностью осевого перемещения входит в отверстие сферической опоры. Сферическая опора установлена во втулке, имеющей возможность вращения в корпусе ракеты. При воздействии повышенных нагрузок и заклинивания вала в сферической опоре втулка является дублирующим элементом вращения. С другой стороны вал шарнирно соединен с обоймой. Обойма шарнирно соединена с поводком, при этом ось шарнирного соединения поводка и обоймы совмещена с осью вращения крыла, а ось шарнирного соединения обоймы с валом расположена под 90° к оси шарнирного соединения поводка. На валу выполнен паз, а на поводке имеется зуб. После вывода ракеты на заданную траекторию раскрывается крыло и фиксируется в этом положении на корпусе ракеты, при этом в конце раскрытия крыла, зуб поводка, продвигаясь, входит в паз, выполненный на валу. После раскрытия крыла при перемещении штока рулевой машинки рычаг, вал, втулка и поводок, вращаясь совместно, поворачивают элевон. При этом температурные деформации составных частей ракеты и технологических погрешностей, а также несовмещение оси вращения поводка механизма, жестко закрепленного на элевоне, с осью вращения крыла компенсируется перемещениями вала относительно сферической опоры, угловыми перемещениями сферической опоры относительно корпуса и угловыми перемещениями обоймы относительно вала.

Предложенное техническое решение поясняется чертежами на фиг.1-4, где представлены общий вид крыла с механизмом управления, вид по направлению полета, вид против направления полета и сечения по отдельным элементам конструкции механизма управления элевоном.

Предлагаемое устройство состоит из крыла (крыло в раскрытом положении), шарнирно установленного на корпусе ракеты 2, рулевой машинки 3, закрепленной в корпусе ракеты 2, штока 4, шарнирно соединенного с рычагом 5, жестко закрепленным на валу 6. С одной стороны вал 6 составляет подвижное шлицевое соединение со сферической опорой 7, установленной во втулке 8, расположенной в корпусе ракеты 2. С другой стороны вал шарнирно соединен с обоймой 9 при помощи оси 10. Обойма 9 при помощи оси 11 шарнирно соединена с поводком 12, жестко закрепленным на элевоне 13, шарнирно установленным на задней кромке крыла 1, при этом ось А вращения крыла соосно с осью 11 вращения поводка 12. На поводке имеется зуб 14, который при раскрытии крыла входит в паз 15 вала 6.

Устройство работает следующим образом. При раскрытии крыла 1 оно фиксируется на корпусе ракеты 2. Зуб 14 поводка 12 в конце раскрытия крыла, продвигаясь, входит в паз 15 обоймы 9. При подаче управляющего сигнала рулевая машинка 3 посредством рычага 5, шарнирно соединенного со штоком 4 рулевой машинки, поворачивает вал 6 (или втулку 8 в случае заклинивания вала 6 в сферической опоре 7) совместно с обоймой 9 и с поводком 12, зуб 14, который расположен в пазе 15 обоймы 9 и управляет отклонением элевона 13. При этом возможные относительные перемещения, вызываемые неравномерным нагревом крыла 1, элевона 13 и корпуса ракеты 2, а также несоосность оси 11 вращения поводка 12 механизма, жестко закрепленного на элевоне 13 с осью вращения крыла А, компенсируется продольными перемещениями вала 6, угловыми перемещениями сферической опоры 7 относительно корпуса 2 и угловыми перемещениями обоймы 9 относительно вала 6.

Предложенная конструкция механизма позволяет компенсировать технологические несовпадения оси А вращения крыла и оси вращения поводка 12, обеспечить управления элевоном 13 складываемого крыла 1 гиперзвуковой ракеты при повышенных нагрузках.