Результат интеллектуальной деятельности: СКЛАДНОЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ РУЛЬ

Изобретение относится к складным аэродинамическим рулям беспилотных летательных аппаратов.

Такого рода аэродинамические рули обычно применяются в ракетах при их размещении в транспортно-пусковых контейнерах.

Известны устройства складных рулей, поворачивающихся вокруг оси параллельно оси ракеты, которые представлены патентами RU №2365866, RU №2458316 и RU №2453799.

Известно также устройство складного аэродинамического руля, представленное патентом RU №2280230. Это устройство наиболее близко по технической сущности к предлагаемому изобретению и выбрано в качестве прототипа. Согласно указанному патенту аэродинамический орган содержит руль, цапфу, ось складывания, пружины, фиксаторы, при этом в руле выполнен паз, в котором установлена цапфа с осью. В руле и цапфе симметрично по обе стороны от продольной оси руля размещены подпружиненные фиксаторы с конической частью на конце и ось складывания с пружиной, при этом пружина оси складывания одним концом соединена с рулем, а другим - с цапфой.

Недостатком данной конструкции является невысокая жесткость руля и довольно развитая корневая часть руля, что влечет за собой ухудшение аэродинамических характеристик ракеты. Технической задачей изобретения является создание компактной и надежной конструкции руля.

Техническим результатом является повышение жесткости руля и уменьшение поперечных габаритов в корневой части руля.

Задачей предлагаемого изобретения является достижение оптимальных габаритных характеристик аэродинамического руля в сложенном положении при обеспечении усилия раскладывания, достаточного для раскладывания аэродинамического руля в условиях мощного набегающего потока и повышение надежности работы устройства.

Задача решается за счет того, что складной аэродинамический руль беспилотного летательного аппарата состоит из неподвижной (корневой) части, складывающейся части, устройства фиксации, содержащего подпружиненные стопора, расположенные в корневой части руля, параллельные оси складывания руля, а также пружины раскладывания, расположенной на оси вращения параллельно продольной оси ракеты. Стопора и ось вращения расположены в вертикальной плоскости руля. В сложенном положении стопора в отверстиях корневой части руля запирает подпружиненный упор, расположенный в пазу корневой части руля.

Конструкция аэродинамического руля представлена следующими чертежами:

Фиг.1 - общий вид руля;

Фиг.2 - вид спереди;

Фиг.3 - руль в раскрытом положении;

Фиг.4 - отверстия для установки оси и стопоров;

Фиг.5 - руль в сложенном положении (вид сбоку);

Фиг.6 - направляющие фаски;

Фиг.7 - руль в сложенном положении.

Аэродинамический руль состоит из корневой части 1 (Фиг.1) и складывающийся части 2. Корневая часть 1 руля представляет собой цилиндрическую поверхность 3 (Фиг.2), переходящую в систему кронштейнов 4 (Фиг.3) для крепления деталей механизма стопорения, фиксации, оси 11 вращения. Цилиндрическая поверхность 3 является валом приводов, передающим вращательное движение рулю для управления ракетой. В кронштейнах 4 корневой части 1 руля выполнены отверстия для крепления законцовки 5 и прижима 6, в полости которых расположены пружины 7 и стопора 8 с конической частью на конце. В кронштейнах 4, расположенных перпендикулярно цилиндрической поверхности 3 руля, выполнены соосные отверстия 9, 10 (Фиг.4) для размещения стопоров 8 и оси 11 вращения руля. В пазу 18 (Фиг.7) расположен подпружиненный пружиной 12 упор 13, служащий для запора стопоров 8 в отверстиях 9 при сложенном положении руля.

Складывающаяся часть 2 руля представляет собой коническую поверхность, переходящую в элемент консоли 14 (Фиг.5), в которой выполнено отверстие для стыковки с корневой частью 1 руля при помощи оси 11 вращения. Также в консоли 14 выполнено отверстие 19 для фиксации стопоров 8 при раскладывании руля. Раскладывания руля происходит за счет раскручивания взведенной пружины 15, передающей вращательное движение от корневой части 1 руля к складывающейся части 2 и расположенной на оси вращения 11.

Раскрытие аэродинамического руля происходит следующим образом.

При выходе ракеты из контейнера складывающаяся часть 2 руля больше не удерживается от разворота внутренней поверхностью транспортно-пускового контейнера и под действием пружины 15 складывающаяся часть 2 начинает разворачиваться вокруг оси 11 вращения. Складывающаяся часть 2 своей консолью 14 во время движения воздействует на упор 13 и складывает его в паз 18 корневой части 1 руля относительно оси 16 (Фиг.7) вращения упора 13. Упор 13, складываясь (Фиг.3), освобождает стопора 8, которые под действием усилия пружин 7 начинают движение навстречу друг к другу, попадая в направляющие фаски 17 (Фиг.6), выполненные на торцевых поверхностях консоли 14, и своими коническими поверхностями проходят в отверстие 19 консоли 14, тем самым фиксируя аэродинамический руль в раскрытом положении. Направляющие фаски 17 в консоли 14 являются дополнительным элементом конструкции, увеличивающим скорость раскрытия аэродинамического руля, за счет усилия пружин 7 воздействующие на стопора 8, передающие на наклонную поверхность фаски 17 при стопорении в отверстие консоли 14.

Предложенный вариант обеспечивает стабильную и жесткую фиксацию складывающейся части руля в раскрытом положении, характеризуется малыми размерами и лучшими аэродинамическими характеристиками.

Данная конструкция прошла лабораторно-стендовые и летные испытания в составе зенитной управляемой ракеты, обеспечив минимальное время раскрытия руля.