[1]
Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники.
[2]
Известно метательное устройство, содержащее подкалиберную маршевую ступень с
оперением в виде лопастей, закрепленных на подвижной обойме с замком, и калиберный разгонный двигатель. Маршевая ступень перемещается относительно двигателя и лопастей, затем лопасти на ней
фиксируются (Заявка WO 0075601 A1, 7 F 42 B 15/36, 15/00).
[3]
Недостаток такой конструкции - большой пассивный вес узла стыковки и фиксации крыльев, сложность конструкции, т.к. такой
механизм требует подвижной части - обоймы, на которой фиксируются крылья, узлов ее фиксации, в частности замков, уплотнений и проточек в двигателе. Кроме того, сложность конструкции снижает
надежность.
[4]
Ближайшим аналогом (прототипом) данного предлагаемого изобретения является двухступенчатая вращающаяся по крену ракета, содержащая разгонный двигатель с косопоставленным
оперением стабилизатора, оперенную подкалиберную головную ступень и переходной обтекатель, причем оперение головной ступени установлено относительно продольной оси под углом, меньшим угла поворота
перьев стабилизатора, при этом задние кромки перьев оперения головной ступени размещены в пазах, выполненных в передней части обтекателя (Патент Российской Федерации №2110755, МПК 6 F 42 B 10/14).
[5]
Устройство просто по конструкции и надежно в работе, однако имеет недостаток в ограничении длины, на которую можно вдвинуть маршевую ступень, т.к. увеличение этой длины может быть только
при перемещении крыльев к носовой части ракеты, что приведет к ухудшению показателей центровочных и аэродинамических характеристик.
[6]
Задачей данного предлагаемого изобретения является
повышение тактико-технических характеристик ракеты за счет уменьшения габаритов по длине стартовой ступени.
[7]
Для решения поставленной задачи в ракете, содержащей подкалиберную маршевую
ступень с лопастями оперения, закрепленными на ее корпусе, и отделяемый двигатель, телескопически соединенный с кормовой частью корпуса маршевой ступени, на задних частях лопастей оперения у бортовой
хорды шарнирно закреплены закрылки, снабженные продольными пазами, охватывающими задние кромки лопастей оперения, при этом передняя часть двигателя снабжена опорными поверхностями, выполненными с
возможностью взаимодействия с расположенными параллельно задним кромкам лопастей оперения опорными поверхностями закрылков. За счет использования закрылков можно уменьшить габариты по длине стартовой
ступени или увеличить полезную нагрузку в существующих габаритах. За счет вдвинутой маршевой ступени в двигатель на большее расстояние увеличивается жесткость стартовой ступени.
[8]
Предлагаемое изобретение поясняется графическими материалами. На фигурах изображено:
[9]
Фиг.1 - ракета;
[10]
Фиг.2- увеличенный местный вид стартовой ступени в разрезе;
[11]
Фиг.3 - закрылок;
[12]
Фиг.4 - закрылок в разрезе;
[13]
Фиг.5 - маршевая ступень после разделения.
[14]
Ракета состоит из:
[15]
1 - маршевая ступень, 2
- двигатель, 3 - опорная поверхность закрылка, 4 - закрылок, 5 - задняя часть лопастей оперения, 6 - продольный паз закрылка, 7 - опорная поверхность двигателя.
[16]
Устройство работает
следующим образом.
[17]
На стартовом участке полета маршевая ступень 1 удерживается в двигателе 2. При этом опорные поверхности 3 закрылков 4, шарнирно закрепленных на задних частях лопастей
оперения 5, у бортовой хорды, и обхватывающих их продольными пазами 6, взаимодействуют с опорными поверхностями двигателя 7. После разделения ступеней закрылки под воздействием набегающего потока
воздуха поворачиваются до упора в корпус маршевой ступени, увеличивая площадь оперения и тем самым обеспечивая дополнительную подъемную силу оперения.
[18]
Таким образом, предлагаемое
изобретение позволяет:
[19]
- уменьшить габариты по длине стартовой ступени на расстояние Х (Фиг.5) или увеличить полезную нагрузку в существующих габаритах;
[20]
- увеличить
жесткость стартовой ступени за счет вдвинутой маршевой ступени в двигатель на расстояние Х (Фиг.5).
[21]
Все это, в конечном итоге, позволяет повысить ТТХ ракеты.
