Результат интеллектуальной деятельности: МЕХАНИЗМ УПРАВЛЕНИЯ ЭЛЕВОНОМ

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, 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, закрепленной 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 расположенного на складываемом крыле, 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. С одной стороны вал со сферической опорой, установленной в корпусе ракеты, составляет подвижное шлицевое соединение. 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 обойме 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 обойме. После раскрытия крыла при перемещении штока рулевой машинки рычаг, вал со сферической опорой 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, где на фиг. 1-4 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 в корпусе ракеты 2. С другой стороны вал шарнирно соединен с обоймой 8 при помощи оси 9. Обойма 8 при помощи оси 10 шарнирно соединена с поводком 11, жестко закрепленным на элевоне 12, шарнирно установленном на задней кромке крыла 1, при этом ось А вращения крыла соосна с осью 10 вращения поводка 11. На поводке имеется зуб 13, который при раскрытии крыла входит в паз 14 обоймы 8.

Устройство работает следующим образом. При раскрытии крыла 1 и фиксации его в этом положении на корпусе ракеты 2 зуб 13 поводка 11, в конце раскрытия крыла, продвигаясь, входит в паз 14 обоймы 8. При подаче управляющего сигнала рулевая машинка 3 посредством рычага 5 шарнирно соединена со штоком 4 рулевой машинки, поворачивает вал 6 со сферической опорой 7, совместно с обоймой 8 и с поводком 11, зуб 13 которого расположен в пазу 14 обоймы 8, и управляет отклонением элевона 12.

При этом возможные относительные перемещения, вызываемые неравномерным нагревом крыла 1, элевона 12 и корпуса ракеты 2, а также несоосность оси вращения поводка 11 механизма, жестко закрепленного на элевоне 12 с осью вращения крыла А компенсируется продольными перемещениями вала 6, угловыми перемещениями сферической опоры 7 относительно корпуса 2 и угловыми перемещениями обоймы 8 относительно вала 6.

Предложенная конструкция механизма позволяет компенсировать технологические несовпадения оси вращения крыла и оси вращения поводка 11, обеспечивает управление элевоном 12 складываемого крыла 1 гиперзвуковой ракеты.