[1]
Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в малогабаритных ракетных комплексах.
[2]
Известна ракета со стабилизирующим устройством,
запускаемая из пусковой трубы, имеющая две раскрывающихся лопасти, при помощи соединительных пальцев шарнирно соединенных друг с другом и через проушины с основным и подвижным корпусом хвостового
отсека ракеты. При выходе ракеты из пусковой трубы подвижный корпус перемещается и раскрывает лопасти стабилизатора. (Заявка Великобритании №1597098, публикация от 3.09.1987 г. №4822, МКИ F 42 B
10/14).
[3]
Недостаток конструкции - большие размеры и пассивный вес, что затрудняет ее применение в малогабаритных ракетах, т.к. стабилизатор размещен на заднем конце ракеты, его вес сильно
влияет на положение центра масс ракеты, что требует соответственно увеличения стабилизирующего момента и соответственно размеров лопастей, что еще более увеличивает пассивный вес, при этом
увеличивается аэродинамическое сопротивление ракеты. Кроме того, сложность конструкции снижает надежность.
[4]
Ближайшим аналогом (прототипом) данного предлагаемого изобретения является
ракета, содержащая стабилизатор в виде установленного в задней части двигателя корпуса с проушинами, в которых шарнирно закреплены лопасти, основания лопастей выполнены в виде корытообразных кулачков
с зубом в нижней части (в раскрытом положении). Зуб взаимодействует с пружинами, установленными под лопастями с внутренней стороны корпуса, в котором выполнены окна под зуб основания. (Патент
Российской Федерации №2103651, МПК 6 F 42 B 10/14, 10/06).
[5]
Устройство стабилизатора просто по конструкции и надежно в работе, однако имеет ряд недостатков, которыми являются:
[6]
- наличие корытообразного кулачка, взаимодействие которого с пружинным фиксатором приводит к поджатию фиксатора в процессе раскрытия, что увеличивает силу трения в начале разгона лопасти и
требует дополнительной энергии на раскрытие;
[7]
- наличие в корпусе окон, зуба и фиксатора требует под корпусом специальных полостей, изолированных от пороховых газов двигателя, иначе
конструкция будет неработоспособна;
[8]
- наличие в корпусе окон под зуб снижает прочность корпуса и требует соответствующей компенсации, кроме того, ухудшаются аэродинамические свойства
ракеты на углах атаки;
[9]
- наличие зубьев, пружинных фиксаторов, полостей ограничивает диаметр задней части двигателя, что, например, делает невозможным применение многосоплового блока для
мощных двигателей, а двигатель с центральным соплом имеет большую длину.
[10]
Все это, в конечном итоге, приводит к увеличению веса кормовой части ракеты и смещению ее центра масс назад, что
существенно ухудшает характеристики малогабаритной сверхзвуковой ракеты.
[11]
Задачей данного предлагаемого изобретения является повышение тактико-технических характеристик ракеты за счет
уменьшения габаритов стабилизатора при снижении пассивного веса.
[12]
Для решения поставленной задачи в известной ракете, содержащей блок стабилизаторов в виде корпуса с шарнирно
закрепленными лопастями, пружинные фиксаторы, установленные с возможностью взаимодействия с основаниями лопастей, новым является то, что фиксаторы выполнены в виде упругих балок с упорными
поверхностями на концах и прикреплены к корпусу между упорными поверхностями, причем основания лопастей в местах взаимодействия с фиксаторами выполнены в виде цилиндров, оси которых являются осями
складывания лопастей, при этом задняя часть корпуса ракеты за лопастями стабилизатора выполнена в виде конической юбки, вершина которой обращена к головной части ракеты, а задняя часть снабжена
цилиндрической поверхностью, равной диаметру наружного корпуса ракеты.
[13]
Предлагаемое изобретение поясняется графическим материалом. На фигурах изображено:
[14]
фиг.1 - ракета,
где 1 - корпус блока стабилизаторов, 2 - двигатель;
[15]
фиг.2 - вид сзади блока стабилизаторов, где 3 - основания лопастей;
[16]
фиг.3 - вид сбоку блока стабилизаторов с корпусом,
где 4 - пружинный фиксатор;
[17]
фиг.4 - основания лопастей с пружинными фиксаторами, где 5 - цилиндрическая поверхность корпуса, 6 - цилиндрическая поверхность основания лопастей, 7 - вырез
под концы фиксаторов;
[18]
фиг.5 - корпус с кольцевой проточкой, где 8 - наружняя кольцевая проточка; 9 - коническая юбка;
[19]
фиг.6 - ракета под углом атаки;
[20]
фиг.7
- ракета под малыми углами атаки.
[21]
При движении по трубе лопасти аэродинамического стабилизатора удерживаются в сложенном положении ее стенкой. При выходе из контейнера сложенные вокруг
корпуса лопасти аэродинамического стабилизатора распрямляются, например, за счет энергии пружин, которые передают толкающий импульс лопастям. Цилиндрические поверхности оснований лопастей
поворачиваются вместе с лопастями, при этом стрела поджатия фиксаторов не изменяется и сила трения не увеличивается. При повороте лопастей в заданное положение вырезы оснований совмещаются с концами
упругих балок - пружинных фиксаторов, лопасти стопорятся в рабочем положении. После выхода из пусковой трубы ракета имеет минимальную скорость и аэродинамические стабилизаторы малоэффективны,
вследствие чего она испытывает значительные боковые возмущения. При этом ракета может выходить на значительные углы атаки (фиг.5), но юбка корпуса двигателя, выполненная в калибре корпуса ракеты,
создает в это время дополнительный стабилизирующий момент и успокаивает колебания ракеты (фиг.6). При полете ракеты с малыми углами атаки аэродинамическое сопротивление юбки, диаметр которой равен
диаметру корпуса ракеты, невелико за счет нахождения ее в зоне турбулентных потоков (юбка находится в аэродинамической тени корпуса). Выполнение задней части корпуса в виде конической юбки позволяет
использовать ее, кроме обеспечения стабилизирующего момента, для дополнительного расширения газовой струи, что обеспечит дополнительный импульс тяги.
[22]
Таким образом, предлагаемое
изобретение позволяет:
[23]
- уменьшить габариты лопастей стабилизатора за счет создания повышенного стабилизирующего момента, создаваемого юбкой при выходе ракеты на повышенные углы атаки;
[24]
- уменьшить габариты стабилизатора в радиальном направлении за счет возможности размещения фиксаторов на наружной поверхности и компактного выполнения основания, т.к. фиксация
происходит за счет вырезов, которые не выступают за габариты основания;
[25]
- уменьшить энергию, потребную на раскрытие, т.к. при взаимодействии фиксатора с цилиндрической поверхностью
основания лопасти, он не создает дополнительной силы трения;
[26]
- защитить стабилизатор от действия пороховых газов корпусом и получить дополнительное расширение газовой струи за счет
наличия конической юбки.
[27]
- исключить наличие окон, ослабляющих прочность, и уменьшить аэродинамическое сопротивление ракеты на углах атаки, т.к. выполнение фиксатора в виде упругой
балки позволяет разместить ее на наружной боковой поверхности корпуса;
[28]
Все это, в конечном итоге, позволяет сместить центр масс вперед, уменьшить пассивный вес и предо…
