АРРЕТИРУЮЩЕЕ УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЭЛЕКТРОДВИГАТЕЛЯ ПРИВОДА РУЛЯ РАКЕТЫ
LOCKING DEVICE FOR ELECTRIC MOTOR OF ROCKET RUDDER DRIVE

Изобретение относится к области машиностроения и предназначено для арретирования и разарретирования (фиксации и освобождения) валов электродвигателей приводов аэродинамических рулей управляемых авиационных ракет как при их технологических проверках, так при их пуске с самолета. Оно также может быть использовано в приводах различного рода машин и механизмов для дистанционного арретирования и разарретирования валов электродвигателей указанных приводов.
Известны арретирующие устройства весов, гироскопов и подвижных частей приборов и инструментов, позволяющие производить дистанционное разарретирование их подвижных частей.
Известен арретир (см. патент РФ №2010364 от 03.30.1992 г.), включающий механизм фиксации, содержащий подвижную и неподвижную части, выполненный в виде опоры с корпусом, в котором размещена подвижная часть в виде подпружиненных разжимных элементов, соединенных с механизмом их перемещения, при этом корпус неподвижной части механизма фиксации снабжен воздуховодом, соединенным с воздухосборником с мембраной, электромагнитом с сердечником и пробойником, установленным на сердечнике электромагнита снаружи воздухосборника, при этом в корпусе выполнены два взаимно перпендикулярных канала, в одном из которых размещены подпружиненные разжимные элементы подвижной части механизма фиксации, выполненные в виде соосно установленных плунжеров, между которыми расположен слой гидропласта, плунжеры выполнены со сферообразными концами и с пальцами, на концах которых установлены подпружиненные один относительно другого сегменты с тороидальной наружной поверхностью и со сферической внутренней поверхностью с обеспечением контактирования с наружной поверхностью сферообразных концов плунжеров, другой канал корпуса неподвижной части механизма фиксации соединен с воздуховодом посредством подпружиненного поршня, установленного в нем с возможностью взаимодействия со слоем гидропласта.
Достоинством устройства является возможность арретирования объекта, на который воздействуют значительные ударные и вибрационные нагрузки, которые характерны и для нагружения приводов аэродинамических рулей управляемых ракет при их совместном полете с самолетом-носителем. Однако недостатком этого устройства является его сложность и возможность только единовременного разарретирования, в то время как в процессе испытаний, периодических проверок и подготовки ракет к пуску возникает необходимость в неоднократном арретировании - разарретировании.
Известен электромеханический арретир (см. патент РФ №1829575 от 08.27.2005 г.) гироскопа в кардановом подвесе, содержащий корпус, электромагнит, якорь которого кинематически через плоскую пружину соединен с подпружиненным рычагом фиксатора, а также профилированный кулачок, при этом данный арретир снабжен вторым якорем, выполненным в виде ступенчатой втулки с пазом на свободной торцевой поверхности, причем плоская пружина одним концом жестко закреплена на оси рычага, а другим установлена в пазу втулки и контактирует с торцом первого якоря, размещенного коаксиально второму и внутри него. Недостатком данного устройства является необходимость в энергопотреблении при арретированном положении гироскопа.
Известно также арретирующее устройство (см. патент РФ №477652 от 20.08.2005 г.), содержащее силовой электромагнит с якорем и цепью питания с микропереключателями, подпружиненные шток и защелку и включающее механический переключатель, выполненный в виде коромысла с двумя профильными поверхностями, шарнирно соединенного одним плечом со штоком, снабженным зубом и контактной пластиной, связанной с микропереключателями, а другим плечом - с защелкой, взаимодействующей с зубом штока, и подпружиненную тягу, шарнирно соединенную с якорем электромагнита и снабженную роликом, взаимодействующим с профильными поверхностями коромысла. Данное устройство является наиболее близким аналогом предлагаемого изобретения.
Недостатком данного устройства является ненадежность его функционирования в условиях виброударного нагружения.
Задачей изобретения является создание компактного арретирующего устройства малого энергопотребления для объектов с повышенными вибрационными и ударными нагрузками, какими являются авиационные управляемые ракеты.
Техническим результатом изобретения является исключение энергопотребления арретирующего устройства в конечных состояниях (в арретированном и разарретированном состоянии), уменьшение габаритных размеров арретирующего устройства для электродвигателя привода руля ракеты и возможность осуществления многократного арретирования и разарретирования.
Решение поставленной задачи достигается тем, что в арретирующем устройстве для электродвигателя привода руля ракеты, включающем неподвижную часть с катушками, подвижную часть и фиксатор вала электродвигателя, кинематически связанный с подвижной частью, неподвижная часть выполнена в виде полого статора с четырьмя полюсами и расположенными на них двумя парами катушек и снабженного четырьмя постоянными магнитами, а подвижная часть выполнена в виде установленного в полости статора на оси неполноповоротного динамически сбалансированного ротора, кинематически связанного с фиксатором вала электродвигателя, обеспечивающим фиксацию или освобождение вала электродвигателя привода руля вследствие прямого или обратного поворота ротора при подаче импульса тока на одну или другую пару катушек.
При этом статор снабжен четырьмя упорами для ограничения поворотов ротора и обеспечения магнитного зазора между ротором и постоянными магнитами, которые ориентированы вдоль оси ротора преимущественно параллельно его боковым граням, смежным указанным магнитам, причем ротор снабжен выступом, например штифтом, установленным на наружной поверхности ротора, а фиксатор вала выполнен в виде поворотного двуплечего рычага, установленного на оси, параллельной оси вала электродвигателя, с обеспечением взаимодействия одного конца рычага с выступом ротора, а второго - с валом электродвигателя.
Конфигурация взаимодействующих поверхностей рычага и вала электродвигателя выбрана таким образом, что вектор усилия взаимодействия вала со вторым концом указанного рычага находится в плоскости оси рычага.
Подвижные элементы арретирующего устройства (ротор и фиксирующий рычаг) спроектированы динамически сбалансированными относительно их осей для снижения влияния вибрационного и ударного нагружения ракеты (как в процессе совместного полета с носителем, так и при отделении от самолета) на надежность срабатывания арретирующего устройства.
Требование того, чтобы вектор результирующих сил взаимодействия второго (свободного) конца фиксирующего рычага с валом электродвигателя лежал в плоскости оси рычага обусловлено необходимостью обеспечения минимального паразитного момента, возникающего при повороте указанного рычага вследствие поворота ротора.
На Фиг.1-2 представлены два положения (соответствующие арретированному и разарретированному состояниям соответственно) взаиморасположения основных элементов арретирующего устройства (статора и ротора), а на Фиг.3-4 показана кинематическая связь (для указанных двух положений) между ротором и валом электродвигателя привода, подлежащего фиксации.
Арретирующее устройство состоит из статора 1 и расположенного в нем ротора 2, установленного с возможностью поворота на оси 3. На 4-х полюсах статора 1 размещены катушки 4.1…4.4 и четыре постоянных магнита 5.1…5.4 с соответствующими упорами 6.1…6.4. Ротор 2 снабжен выступающим штифтом 7, закрепленным в роторе параллельно оси 3 со смещением относительно указанной оси.
Штифт 7 кинематически связан (см. Фиг.3, 4) посредством поворотного двуплечего фиксирующего рычага 8 с шестерней 9 подлежащего фиксации вала 10 электродвигателя привода руля (вал 10 является входным валом редуктора привода руля, выходным валом которого является собственно вал рулевой поверхности, не показано).
Устройство имеет два устойчивых положения ротора 2, соответствущих арретированному (Фиг.1) и разарретированному (Фиг.2) положению вала 10 электродвигателя привода руля. В этих положениях ротор 2 удерживается либо за счет силы притяжения пары постоянных магнитов 5.1, 5.2, либо пары постоянных магнитов 5.3, 5.4 соответственно. Для обеспечения необходимого магнитного зазора между постоянными магнитами 5 и ротором 2 на статоре 1 установлены упоры 6.1…6.4.
Арретирующее устройство функционирует следующим образом. Пусть в исходном положении ротор 2 занимает положение, изображенное на Фиг.1, соответствующее арретированному (фиксированному) положению вала 10, когда зубья его шестерни 9 находятся в зацеплении с зубцом на свободном конце поворотного рычага 8. Для осуществления разарретирования (освобождения) вала 10 через катушки 4.3 и 4.4 пропускается импульс тока и ротор поворачивается вокруг оси 3 (до упоров 6.3 и 6.4) в положение, изображенное на Фиг.2. Величина и направление тока, пропускаемого по катушкам 4.3 и 4.4, выбирается таким образом, чтобы их потокосцепление с ротором превышало потокосцепление ротора с полем постоянных магнитов 5.1 и 5.2.
При этом повороте ротора 2 его штифт 7 поворачивает фиксирующий рычаг 8, и зуб на его свободном конце выходит из зацепления с зубьями шестерни 9 вала 10 электродвигателя, т.е. вал 10 свободен.
При осуществлении арретирования вала 10 через катушки 4.1 и 4.2 пропускается импульс тока и ротор поворачивается вокруг оси 3 (до упоров 6.1 и 6.2) в исходное положение, изображенное на Фиг.1. Величина и направление тока, пропускаемого по катушкам 4.1 и 4.2, выбирается аналогично вышеизложенному, т.е. чтобы потокосцепление указанных катушек с ротором превышало потокосцепление ротора с полем постоянных магнитов 5.3 и 5.4. В процессе этого поворота ротора 2 его штифт 7 поворачивает фиксирующий рычаг 8 в исходное положение, в котором зуб на его свободном конце входит в зацепление с зубьями шестерни 9 вала 10 электродвигателя, в результате чего указанный вал фиксируется.
Предлагаемая компоновка арретирующего устройства обеспечивает его компактность, что существенно при использовании его в составе авиационных ракет, а конструктивное обеспечение динамической сбалансированности поворотных частей арретирующего устройства обеспечивает надежность его срабатывания в различных полетных условиях.
При этом предлагаемое устройство характеризуется минимальным энергопотреблением, поскольку энергия бортовых источников в данном устройстве расходуется по существу только на «перекидку» ротора из одного крайнего положения в другое.