Ракета

 

Использование: ракетная техника. Сущность изобретения: ракета, содержащая установленное на двигателе стабилизирующее устройство в виде корпуса с проушинами, к которым соединительными пальцами шарнирно прикреплены лопасти. Корпус стабилизирующего устройства выполнен разъемным в виде тонкостенного металлического цилиндра с окнами, наклонными к корпусу наружными приливами, расположенными под углом к продольной оси корпуса. В отверстиях приливов под углом к лопасти установлены упорные винты. Лопасти выполнены пружинными, в виде скрепленных между собой основания и тонкостенной пружинной пластины. Основание лопасти выполнено в виде корытообразного кулачка с зубом, а соединительные пальцы - в виде цилиндрических ступенчатых стержней переменного диаметра, концевые части которых имеют общую ось вращения, при этом оси средних частей стержней расположены под углом к этой оси и образуют эксцентрики. С внутренней стороны корпуса стабилизирующего устройства напротив окон, под каждой лопастью установлены пружины с упором в зуб кулачка основания лопасти. 4 ил.

Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники.

Известна конструкция реактивного управляемого снаряда со стабилизирующим устройством [1] , запускаемый с пусковой установки, содержащей стабилизирующее устройство, снабженное тремя или более лопастями, соединенные с помощью пальцев, расположенных на задней части снаряда. Лопасти установленные под прямым углом к пальцам, расположены в плоскостях, параллельных оси снаряда. Каждая сдвоенная лопасть с помощью навесных частей соединена с концом проушин. Кроме того, в лопастях установлены пружины, которые действуют на лопасти с силой большей сопротивления воздуха, действующего на лопасти во время полета. Пружины установлены так, что можно без съема снаряда с пусковой установки, поворачивать лопасти по направлению вперед.

Данная конструкция стабилизирующего устройства предназначена для управляемых противотанковых снарядов, где используются небольшие скорости полета снаряда и снаряд испытывает минимальные продольные и поперечные перегрузки, что несомненно надежно. Но применительно к зенитным управляемым ракетам такая конструкция стабилизирующего устройства со сдвоенными лопастями неприемлема, из-за сверхзвуковых скоростей и перегрузках во много раз превышающие перегрузки, действующие на сдвоенные лопасти, имеющих больший коэффициент лобового сопротивления C_x, что приводит к кинетическому нагреву лопастей и выходу их из строя, что недопустимо.

Известна конструкция ракеты [2] со стабилизирующим устройством запускаемая из транспортно-пускового контейнера, имеющая по крайней мере два раскрывающихся крыла при помощи соединительных пальцев шарнирно-соединенных друг с другом и через проушины с основным и с подвижным корпусом хвостового отсека ракеты. При выходе ракеты из пускового контейнера подвижный корпус перемещаясь в сторону движения ракеты раскрывает крылья стабилизатора.

Однако данная конструкция стабилизирующего устройства слишком громоздка, имеет относительно большой пассивный вес, сложна в изготовлении и недостаточно надежна, так как наличие небольшого перекоса подвижного корпуса приведет к заклиниванию (нераскрытию) стабилизирующего устройства, что не допустимо.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности раскрытия стабилизирующего устройства до рабочего положения, за счет выполнения пружиной лопасти и использования набегающего потока воздуха, а так же обеспечение надежной регулировки каждой лопасти под рабочим углом. Указанная цель достигается тем, что в ракете с установленным на задней части двигателя стабилизирующим устройством состоящим из лопастей, соединенных шарнирно через проушины с корпусом стабилизирующего устройства соединительными пальцами, корпус стабилизирующего устройства выполнен разъемным в виде тонкостенного металлического цилиндра с окнами, наклонными приливами с резьбовыми отверстиями и проушинами, расположенными под углом к оси ракеты, при этом в отверстиях наклонных приливов под углом к лопасти установлены упорные винты, а лопасти выполнены пружинными и состоят из скрепленных между собой основания и тонкостенной пружиной пластины лопасти, причем основание лопасти выполнено в виде корытообразного кулачка с зубом, а соединительные пальцы - в виде цилиндрических, ступенчатых, по нисходящей переменного диаметра с центральным эксцентриком стержней, при этом с внутренней стороны корпуса стабилизирующего устройства напротив окна, под каждой лопастью установлены и закреплены к корпусу пластинчатые пружины с упором в зуб кулачка основания лопасти, при этом соединительные пальцы стабилизирующего устройства выполнены с головкой под ключ и застопорены в проушине корпуса накидным замком, в виде пустотелого цилиндра с радиальным приливом, расположенным в радиальном пазу проушины корпуса стабилизирующего устройства.

Сущность предполагаемого изобретения заключается в том, что данное техническое решение обеспечивает надежное раскрытие лопастей стабилизатора, за счет использования пружинных свойств лопастей и набегающего потока воздуха, а также позволяет устанавливать каждую лопасть стабилизирующего устройства под рабочим углом к продольной оси ракеты, за счет их точной регулировки эксцентриковыми пальцами шарнира.

На фиг. 1-4 приведена предлагаемая конструкция ракеты со стабилизирующим устройством, где: 1 ракета; 2 стабилизирующее устройство; 3 пружинная лопасть; 4 разъемный корпус стабилизирующего устройства; 5 наклонные приливы с резьбовыми отверстиями; 6 окна под основание лопасти; 7 проушины; 8 винт регулировочный, упорный; 9 основание лопасти; 10 пружинная пластина лопасти; 11 зуб кулачка основания лопасти; 12 соединительные эксцентриковые пальцы; 13 винты крепления; 14 стопорящие пластинчатые пружины; 15 накидной замок.

Сборка, назначение и принцип работы стабилизирующего устройства в составе ракеты осуществляется следующим образом: на цилиндрический разъемный корпус стабилизирующего устройства 4 с наклонными приливами 5 и резьбовыми отверстиями и проушинам 7 устанавливают четыре пружинные лопасти 3 основаниями 9 в проушины 7, шарнирно закрепляя соединительными эксцентриковыми пальцами 12. Изнутри под окнами 6 стабилизирующего устройства устанавливают на винтах 13 стопорящие пластинчатые пружины 14 до упора в зуб 11 основания кулачка лопасти. Поворачивая палец за головку выставляют каждую лопасть под рабочим углом к продольной оси ракеты. В резьбовые отверстия наклонных приливов устанавливают регулировочные винты 8, вращая их выставляют опорную поверхность каждой лопасти. Проведя нивелировку лопастей соединительные эксцентриковые пальцы стопорят накидным замком 15, установленным на каждую головку пальца, в паз проушины 7, который закернивают в нескольких точках. Готовое стабилизирующее устройство, разжимая, устанавливают на заднюю часть двигателя ракеты на специальные посадочные места и закрепляют. Складывание лопастей производят по часовой стрелке отжатием в радиальном направлении стопорящих пружин 14 через специальные окна 6 в корпусе 4, с проверкой раскрытия и стопорения лопастей. После проверки ракету устанавливают в транспортно-пусковой контейнер.

При запуске и выходе ракеты из контейнера, свернутые по часовой стрелке и установленные под углом к оси ракеты, лопасти стабилизирующего устройства распрямляются за счет энергии пружинного крыла, давая толкающий импульс крылу и подхватываемые набегающим потоком воздуха, надежно фиксируются стопорами в рабочем положении, стабилизируя при этом ракету на активном участке полета.

При условии установки лопастей вдоль оси ракеты и выполнения не пружинными приведет к неракрытию лопастей стабилизирующего устройства и падению ракеты, что недопустимо.

Для обеспечения технологичности изготовления и снижения веса стабилизирующего устройства его лопасти выполнены сборными.

Для обеспечения регулировки каждой лопасти стабилизирующего устройства под рабочим углом соединительные пальцы шарнирного соединения выполнены в виде цилиндрических, ступенчатых, по нисходящей переменного диаметра с центральным эксцентриком стержней с головкой под ключ, т.е. состоящих из трех участков, крайние из которых имеют общую ось, а средний цилиндрический участок выполнен с осью симметрии, делящей его пополам под углом к оси крайних участков, образуя при этом эксцентрик. Поворачивая ключом за головку пальцы производят настройку каждой лопасти, при этом лопасть имеет некоторое угловое перемещение. При условии изготовления соединительных пальцев в виде оси одного диаметра, регулировка лопасти невозможна, что создает определенные трудности из-за высокой точности изготовления, приводя к многочисленному браку и как следствие к удорожанию изделия. Неправильная установка рабочих углов лопастей приведет к дестабилизации изделия, что недопустимо.

Формула изобретения

Ракета, содержащая установленное на задней части двигателя стабилизирующее устройство в виде корпуса с проушинами, к которым с помощью соединительных пальцев шарнирно прикреплены лопасти, отличающаяся тем, что корпус стабилизирующего устройства выполнен разъмным в виде тонкостенного металлического цилиндра с окнами, наклонными к корпусу наружными приливами с резьбовыми отверстиями и проушинами, расположенными под углом к продольной оси корпуса, в отверстиях наклонных приливов под углом к лопасти установлены упорные винты, лопасти выполнены пружинными в виде скрепленных между собой основания и тонкостенной пружинной пластины, основание лопасти выполнено в виде корытообразного кулачка с зубом, а соединительные пальцы в виде цилиндрических ступенчатых стержней переменного диаметра, концевые части которых имеют общую ось вращения, при этом оси средних частей стержней расположены под углом к этой оси и образуют эксцентрики, а с внутренней стороны корпуса стабилизирующего устройства напротив окон под каждой полостью установлены пружины с упором в зуб кулачка основания лопасти.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4