[1]
Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники.
[2]
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.
[3]
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.
[4]
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.
[5]
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.
[6]
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.
[7]
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.
[8]
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.
[9]
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.
[10]
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.
[11]
При условии установки лопастей вдоль оси ракеты и выполнения не пружинными приведет к неракрытию лопастей стабилизирующего
устройства и падению ракеты, что недопустимо.
[12]
Для обеспечения технологичности изготовления и снижения веса стабилизирующего устройства его лопасти выполнены сборными.
[13]
Для обеспечения регулировки каждой лопасти стабилизирующего устройства под рабочим углом соединительные пальцы шарнирного соединения выполнены в виде цилиндрических, ступенчатых, по нисходящей
переменного…
