МЕХАНИЗМ РАСКРЫТИЯ И СТОПОРЕНИЯ КРЫЛЬЕВ РАКЕТЫ
MECHANISM OF OPENING AND LOCKING ROCKET WINGS

Область техники, к которой относится изобретение.
Изобретение относится к ракетной технике и касается складываемых аэродинамических поверхностей, механизмов их раскрытия и стопорения.
Уровень техники.
Известен механизм раскрытия крыла (см. патент RU 2482434 С1, МПК F42B 10/14, 2006.01 «Раскрываемое крыло двухступенчатой ракеты»). Раскрываемое, шарнирно закрепленное на корпусе крыло и механизм раскрытия крыла, выполненный в виде вращающегося стержня с установленными на нем с возможностью перемещения вдоль его оси с фиксацией от взаимного проворота двумя шарнирно соединенными между собой и образующими параллелограмм рычагами, размещенными на разных ступенях двухступенчатой ракеты. Ось вращения стержня установлена соосно с осью вращения крыла. Крыло раскрывается за свою заднюю кромку с помощью двух пальцев, установленных на одном из рычагов механизма раскрытия. Использованная система раскрытия крыльев размещена вне корпуса ракеты, в результате чего создается дополнительное аэродинамическое сопротивление и возникает возможность механических повреждений системы раскрытия крыльев в процессе эксплуатации.
Наиболее близко к описываемому изобретению и рассматриваемому в качестве прототипа находится механизм раскрытия крыльев (см. Свидетельство на полезную модель «Механизм раскрытия крыльев» 199 U1, МПК F42B 10/14, опубликовано 16.01.1995, заявка 93040622/23, 10.08.1993, Свидетельство утратило свое действие), в котором использована пружина кручения в качестве механического привода раскрытия крыльев, соединительный элемент механизма в единую систему раскрытия.
Для объединения в единую систему раскрытия всех крыльев использовано гладкое центральное кольцо с шарнирно подсоединенными тягами, связывающими поворотные части крыльев с центральным кольцом. Значение момента раскрытия крыльев в этом случае накладывает ограничение на использование крыльев в составе изделия при определенных условиях пуска, требующих большого момента раскрытия. Недостатками данного технического решения является недостаточность момента раскрытия крыльев и отсутствие их фиксации в раскрытом положении.
Описываемый механизм раскрытия и стопорения крыльев ракеты, представляет собой поворотные и корневые части конструкции крыльев, пластинчатые торсионы и пружины растяжения в качестве механических приводов раскрытия.
Технический результат, который устраняет указанные недостатки заключается в том, что система раскрытия крыльев находится внутри корпуса ракеты, а использование в качестве одного из элементов раскрытия крыла пластинчатого торсиона позволяет получить значительный раскрывающий момент при компактном размещении торсионов в составе конструкции крыла.
Этот технический результат достигается тем, что происходит суммирование момента раскрытия крыла, создаваемого механическим приводом, включающим в себя пружины растяжения, связанные в единую систему раскрытия крыльев через гладкое центральное кольцо, с шарнирно закрепленными тягами, другой конец которых соединен с поворотной частью крыльев, с моментом раскрытия, создаваемым пластинчатыми торсионами.
Пластинчатый торсион конструктивно выполнен в виде пакета из тонколистовых пластин, собранного внутри трубки, выполняющей роль корпуса торсиона и оси вращения крыла.
Использование пластинчатых торсионов в системе раскрытия крыльев позволяет получить большие углы закрутки при кручении, что обеспечивает большие моменты раскрытия механизма на конечном участке угла поворота крыльев.
Включение пластинчатых торсионов в систему раскрытия крыльев позволяет значительно улучшить динамические характеристики механизма раскрытия.
Изобретение иллюстрируется чертежами.
На Фиг. 1 показано размещение механизма раскрытия на общем виде ракеты при раскрытом положении крыльев. На Фиг. 2 показано поперечное сечение ракеты по элементам механизма раскрытия при сложенном положении крыльев и на Фиг. 3 - при рабочем положении крыльев.
Механизм раскрытия крыльев включает: центральное кольцо 1, тяги 2, пружины растяжения 3, поворотную часть крыла 4, корпус ракеты 5, сопло двигателя ракеты 6, пластинчатый торсион 7.
Центральное кольцо 1 имеет опорную поверхность на сопле двигателя 6, тяги 2 шарнирно связаны с кольцом 1 и поворотными частями 4, к тягам присоединены пружины растяжения 3, другой конец которых крепится на корпусе 5.
Механизм раскрытия работает следующим образом: поворотная часть 4 раскрывается из сложенного положения (Фиг. 2) в рабочее положение (Фиг. 3) под действием пружин растяжения 3 и пластинчатых торсионов 7, создающих через тяги 2 и кольцо 1 на расстоянии от осей пружин до центра ракеты суммарный раскрывающий момент.
Сущность технического решения в части стопорения крыльев.
Фиксация крыльев в раскрытом положении осуществляется механизмом стопорения, установленным в каждом крыле.
Стопорящая часть механизма состоит из штыря, установленного вертикально в полость консоли крыла, соединенного с помощью паза с трубкой, являющейся осью вращения крыла, и пружины сжатия в качестве механического привода. Применение фиксатора, связанного с осью вращения, обеспечивает надежность стопорения крыла ракеты.
Изобретение в части стопорения крыла ракеты иллюстрируется чертежами, где на Фиг. 4 показан общий вид крыла ракеты в раскрытом положении, на Фиг. 5 показано поперечное сечение механизма стопорения по элементам при сложенном положении крыла и на Фиг. 6 - при раскрытом положении крыла.
Механизм стопорения крыла ракеты включает в себя: поворотную часть крыла 4, корневую часть крыла 8, трубку 9, штырь 10, пружину сжатия 11, шайбу 12.
Поворотная часть крыла 4 связана с корневой частью 8 через трубку 9. Штырь 10 связан с трубкой 9 через проточку с лысками, выполненную на трубке. В полость штыря 10 установлена пружина сжатия 11 и шайба 12.
Механизм стопорения крыла работает следующим образом.
Поворотная часть крыла ракеты 4, раскрывающаяся из сложенного положения в положение, являющееся продолжением корневой части 8, под действием механизма раскрытия поворачивается вокруг трубки 9, неподвижной относительно корневой части 8, до совпадения вертикальных лысок, выполненных на трубке 9, с пазом штыря 10. При этом происходит срабатывание пружины 11, в результате чего штырь проскальзывает в конусное отверстие, выполненное в корневой части крыла 8, и происходит фиксация поворотной части крыла 4 в корневой части 8.