[1]
Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в конструкции складывающихся крыльев малогабаритных
ракет, жестко закрепленных на корпусе ракеты, с шарнирным боковым складыванием жестких лопастей и с пружинным устройством их раскрытия после вылета ракеты из пусковой установки.
[2]
Известно устройство под названием "Самоустанавливающийся складной стабилизатор" [1], в котором сложенная часть лопасти раскрывается пружиной кручения, установленной на оси складывания. Недостатком
такого устройства является ограниченная возможность выполнения одного из основных требований к лопасти минимального аэродинамического сопротивления, т.к. надежность раскрытия лопасти пружиной
кручения
определяется энергетикой пружины, т.е. количеством материала пружины, участвующего в работе по раскрытию, и при увеличении массы и размаха сложенной лопасти это требует увеличения, часто
значительного,
габаритов пружины, что искажает форму сечения лопасти и не всегда допустимо по требованиям ее аэродинамики.
[3]
Известны технические решения с использованием в механических
устройствах
раскрытия лопастей пружин других типов, при этом наибольшей энергоемкостью обладают устройства раскрытия с пластинчатыми пружинами. К таким конструкциям относится, например, устройство
под названием
"Складные рули ракет" [2] , являющееся прототипом настоящего предлагаемого изобретения и содержащее основание, жестко закрепленное на корпусе, и поворотную лопасть с подвижными
вкладышами, шарнирно
соединенную с основанием посредством 2-х осей, а при помощи 3-й оси - с приводным штоком, снабженным набором тарельчатых пружин. При раскрытии лопасти ее корневая часть входит в
ответную выемку
основания.
[4]
Такое техническое решение имеет существенный недостаток - необходимость иметь в корпусе ракеты дополнительный объем под устройство раскрытия каждого крыла
(что не всегда
возможно, например при расположении крыла на оболочке двигателя), а это приводит к увеличению габаритов и массы. Кроме того, использование такой конструкции для крыльев, испытывающих
воздействие
больших аэродинамических и центробежных сил, потребует для повышения надежности сочленения значительного упрочнения конструкции, что также вызывает увеличение габаритов и массы.
[5]
Задачей
предлагаемого изобретения является уменьшение габаритов и массы ракеты.
[6]
Задача решается тем, что в складывающемся крыле малогабаритной ракеты, содержащем основание,
жестко закрепляемое
на корпусе ракеты и снабженное выемкой, лопасть с ответной посадочной частью, шарнирно соединенную с подвижными вкладышами, и устройство раскрытия, последнее выполнено в виде
листовой рессоры,
расположенной в выемке основания, жестко закрепленной в своей средней части и взаимодействующей своими концами со вкладышами.
[7]
Такое конструктивное решение
обеспечивает:
- уменьшение габаритов и массы ракеты путем использования объема выемки основания крыла под устройство раскрытия, не нарушающего аэродинамику обтекания крыла;
- получение энергоемкого
устройства раскрытия.
[8]
Сравнение заявленного технического решения с прототипом позволило установить его соответствие критерию "новизна". При изучении других
известных технических решений
в данной области техники признаки, отличающие заявленное решение от прототипа, не были выявлены, и поэтому они обеспечивают заявленному техническому решению соответствие
критерию "изобретательский
уровень".
[9]
Предлагаемое решение поясняется чертежами, где
- на фиг.1 показано складывающееся крыло в рабочем положении;
- на фиг.2 - разрез
А-А крыла в рабочем
положении;
- на фиг.3 - разрез Б-Б крыла в рабочем положении;
- на фиг.4 - крыло в сложенном положении;
- на фиг.5 - разрез В-В крыла в сложенном
положении.
[10]
Предлагаемое складывающееся крыло состоит из основания 1 (фиг.1), жестко закрепленного на корпусе ракеты 2, например, при помощи сварки, и складывающейся лопасти 3 с
корневой частью "а" (фиг.5).
[11]
В выемке "б" основания 1 (фиг.1) размещено устройство раскрытия, выполненное в виде листовой рессоры, например, состоящей из четырех пластин 4, 5, 6, 7,
каждая из которых своими выступами 8
(фиг.3) входит в ответные боковые пазы 9 основания 1, что исключает продольное смещение пластин.
[12]
Рессора выполнена с предварительным поджатием в
сторону радиального вхождения лопасти 3
в основание 1 и установлена с опорой вогнутой частью в прилив 10 основания 1, а с другой стороны поджата пластиной 11, закрепленной в основании фиксирующими
элементами (например, заклепками) 12, что
обеспечивает жесткое закрепление средней части рессоры в основании.
[13]
Лопасть 3 взаимодействует с рессорой посредством плоских вкладышей 13,
один конец которых шарнирно закреплен на
корневой части лопасти осями 14, а другой выполнен в виде опоры (например, Г-образной) для конца рессоры.
[14]
В концевых выемках "в" (фиг.1)
основания 1 размещены устройства фиксации,
состоящие из плоских фиксаторов 15, поджатых V-образными пластинчатыми пружинами 16. Для исключения выпадания лопасти 3, а также поломки рессоры в основании
установлены втулки 17 с помощью крепежных
элементов 18.
[15]
Складывание и раскрытие крыла осуществляется следующим образом:
для складывания крыла из рабочего положения необходимо
отжать фиксаторы 15, извлечь, преодолевая
усилие рессоры, корневую часть лопасти 3 из выемки основания 1 и сложить в ту или иную сторону;
при освобождении сложенной лопасти (при выходе
ракеты из пусковой установки) она под действием
рессоры автоматически возвращается в рабочее положение, входя корневой частью "а" в выемку основания 1 и фиксируясь в этом положении фиксаторами 15.
[16]
Таким образом, в предлагаемом
техническом решении по сравнению с прототипом обеспечивается уменьшение габаритов и массы ракеты путем использования объема выемки основания крыла под
энергоемкое устройство раскрытия в виде листовой
рессоры.
[17]
Источники информации
1. "Самоустанавливающийся складной стабилизатор", патент США 3273500 от 20.09.1966 г., кл.
102-50.
[18]
2. "Складные рули ракет",
патент США 3650496, 1972 г., F 42 B 13/32.
