РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ |
(19)
RU
(11)
2 726 093
(13)
C1 | |||||||
| ||||||||
| Статус: | действует (последнее изменение статуса: 06.10.2022) |
| Пошлина: | учтена за 4 год с 11.10.2022 по 10.10.2023. Установленный срок для уплаты пошлины за 5 год: с 11.10.2022 по 10.10.2023. При уплате пошлины за 5 год в дополнительный 6-месячный срок с 11.10.2023 по 10.04.2024 размер пошлины увеличивается на 50%. |
|
(21)(22) Заявка: 2019131988, 10.10.2019 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: Дата регистрации: Приоритет(ы): (22) Дата подачи заявки: 10.10.2019 (45) Опубликовано: 09.07.2020 Бюл. № 19 (56) Список документов, цитированных в отчете о поиске: RU 2336489 C2, 20.10.2008. RU 2089833 С1, 10.09.1997. RU 2675275 С1, 18.12.2018. CN 102556337 A, 11.07.2012. US 2526451 A1, 17.10.1950. US 2017/0314897 A1, 02.11.2017. US 2004/0050997 A1, 18.03.2004. Адрес для переписки: |
(72) Автор(ы): (73) Патентообладатель(и): |
(54) МЕХАНИЗМ РАСКРЫТИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ РУЛЕЙ ИЛИ КРЫЛЬЕВ
(57) Реферат:
Изобретение относится к области управляемых ракет, а именно к механизму раскрытия складных аэродинамических рулей или крыльев беспилотных летательных аппаратов. Механизм раскрытия аэродинамического руля или крыла расположен в полости оси вращения в виде блока торсионов, соединен одним концом к неподвижной части, а другим – через механизм взведения к поворотной части. Блок торсионов представляет собой цилиндрический торсион, расположенный между двумя пакетами пластинчатых торсионов, закрепленных на торцах вставками. Технический результат заключается в оптимизации габаритных характеристик аэродинамических рулей или крыльев в сложенном положении при обеспечении усилия раскладывания в условиях мощного набегающего потока, а также в повышении надежности. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.
Изобретение относится к области управляемых ракет, а именно к механизму раскрытия складных аэродинамических рулей или крыльев беспилотных летательных аппаратов.
Такого рода аэродинамические рули или крылья обычно применяются в ракетах при их размещении в транспортно-пусковых контейнерах.
Известно устройство под названием «Складывающееся крыло летательного аппарата», патент RU №2336489. Данное устройство содержит механизм раскрытия, в конструкции которого присутствуют торсион цилиндрической формы и листовая рессора, работающие одновременно, дополняя друг друга в момент складывания и раскрытия крыла.
В данном устройстве для обеспечения складывании крыла на максимальный угол торсион должен иметь существенную длину, это определяется из зависимости длины от угла скручивания в расчетах при проектировании, что увеличивает длину крыла вдоль ЛА.
Задачей предлагаемого изобретения является уменьшение габаритов аэродинамического руля или крыла за счет введения комбинированного блока торсионов и механизма их взведения, определяющий очередность работу торсионов. Блок торсионов представляет собой цилиндрический и два пакета пластинчатых торсионов, являющиеся основными элементами механизма раскрытия для уменьшения габаритов и повышения надежности эксплуатации путем обеспечения надежности раскрытия при воздействии сильных ветровых возмущений.
Технический результат достигается тем, что предлагаемый механизм содержит блок торсионов, расположенный в полости оси вращения аэродинамического руля или крыла, управляемый механизмом взведения при складывании и раскрытия аэродинамического руля (крыла). Решение данной задачи поясняется чертежами:
Фиг. 1 - аэродинамический руль или крыло с механизмом раскрытия в раскрытом положении;
Фиг. 2 - механизм раскрытия;
Фиг. 3 - механизм взведения.
Фиг. 4 - блок торсионов;
Механизм раскрытия 1 (Фиг. 1, 2) аэродинамического руля или крыла состоит из блока торсионов 2 (Фиг. 2, 4), расположенного в полости оси 16 (Фиг. 2), и механизма взведения 3 (Фиг. 1, 3).
Блок торсионов 2 (Фиг. 4) состоит из двух вставок 7, двух пакетов пластинчатых торсионов 4 и расположенного между ними цилиндрического торсиона 5. Цилиндрический торсион 5 представляет цилиндр, концы которого выполнены в виде прямоугольников квадратного сечения. На одном из концов цилиндрического торсиона 5 выполнен цилиндрический упор 6 для ограничения его перемещения вдоль оси блока торсионов 2. На концах блока торсионов 2, управляемого механизмом взведения 3 (Фиг. 3), расположены вставки 7, служащие для размещения торсионов, их фиксации и передачи вращательного движения от неподвижной корневой части 8 (Фиг. 1) к поворотной части 9 аэродинамического руля (крыла). Конструкция вставки 7 выполнена прямоугольной формы с двумя пазами на внешней поверхности для размещения пакетов пластинчатых торсионов 4 и квадратное отверстие по оси вставки 7 в поперечном сечении для размещения цилиндрического торсиона 5. Механизм взведения 3 (Фиг. 3), расположен на блоке торсионов 2 (фиг. 2) со стороны упора 6. На противоположном конце расположена втулка 12 (Фиг. 2), в конструкции которой выполнено прямоугольное отверстие «а» для фиксации блока торсионов 2 к поворотной части 9.
Механизм взведения 3 состоит из качалки 10 (Фиг. 3) и поводка 11 (Фиг. 3). Качалка 10 составная часть механизма взведения 3, крепится к корневой части 8 аэродинамического руля винтом 13 (Фиг. 1). В конструкции качалки 10 в поперечном сечении выполнено прямоугольное отверстие «а» (Фиг. 2, 3) для фиксации блока торсионов 2 и цилиндрическое отверстие «b» (Фиг. 3) с двумя секторами 16 (Фиг. 3) диаметрально противоположными друг другу, служащие для размещения поводка 11. Ось прямоугольного отверстия «а» и ось отверстия 17 (Фиг. 3) относительно оси вращения качалки 10 расположены под углом а (Фиг. 3) (угол взведения).
Поводок 11 выполнен в виде цилиндрической поверхности с квадратным отверстием 14 (Фиг. 3) по оси цилиндра. На внешней цилиндрической поверхности расположены два ограничителя 15, диаметрально противоположные друг другу, ограничивающие скрутку цилиндрического торсиона 5.
Механизм работает следующим образом.
Перед складыванием аэродинамического руля или крыла происходит предварительное взведение двух пакетов пластинчатых торсионов 4. Взведение происходит через воздействие на вставки 7 блока торсионов 2, расположенные в отверстиях «а» (Фиг. 2), поворотом качалки 10 на угол а (Фиг. 1) и фиксации ее к поверхности корневой части 8 винтом 13. Затем устанавливается в отверстие «b» (Фиг. 3) качалки 10, поводок 11, совмещая ограничители 15 поводка 11 с секторами 16 качалки 10 и квадратное отверстие 14 поводка 11 с ответной частью цилиндрического торсиона 5.
При складывании аэродинамического руля или крыла происходит дальнейшее скручивание пластинчатых торсионов 4 через втулку 12 (Фиг. 2) и на определенном угле складывания ограничители 15 в поводке 11, поворачиваясь, упираются в неподвижные стенки секторов 16 качалки 10, после чего начинает скручиваться цилиндрический торсион 5, зафиксированный в квадратном отверстии 14 поводка 11.
Раскладывание аэродинамического руля или крыла происходит под действием моментов кручения пластинчатых 4 и цилиндрического 5 торсионов. Действие цилиндрического торсиона 5 обеспечивает передачу максимального момента инерции поворотной части 9 аэродинамического руля или крыла на начальном этапе раскрытия, а пластинчатые торсионы 4 обеспечивают гарантированное раскрытие поверхности с последующим поджатием.
Предложенный вариант обеспечивает увеличение суммарного момента раскрытия руля или крыла, надежное раскрытие и малые размеры.
Формула изобретения
1. Механизм раскрытия аэродинамического руля или крыла, расположенный в полости оси вращения в виде блока торсионов, соединенный одним концом к неподвижной части, а другим – через механизм взведения к поворотной части, отличающийся тем, что блок торсионов представляет собой цилиндрический торсион, расположенный между двумя пакетами пластинчатых торсионов, закрепленных на торцах вставками.
2. Механизм по п. 1, отличающийся тем, что скручивание цилиндрического торсиона регулируется поводком механизма взведения.
3. Механизм по п. 1, отличающийся тем, что перед складыванием аэродинамического руля или крыла происходит предварительное взведение пластинчатых торсионов при помощи качалки.
4. Механизм по п. 1, отличающийся тем, что конструкция поводка и качалки в совокупности и во взаимном расположении определяют очередность механического воздействия на торсионы, приводящие к работоспособности аэродинамического руля или крыла.
