[1]
Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в конструкциях ракет, преимущественно высокоскоростных, снабженных бортовым устройством для расстыковки электрических коммуникаций ракеты с транспортно-пусковым контейнером (ТПК) либо пусковой установкой.
[2]
Известна ракета (Патент РФ на изобретение №2247920 от 22.07.2003 МПК F41F 3/055), выбранная нами в качестве прототипа, содержащая корпус с колодкой бортового электроразъема, закрепленной в выемке корпуса, люк в месте выхода колодки из корпуса и защитную крышку, закрывающую люк после расстыковки электроразъема.
[3]
Данное устройство обеспечивает защиту контактов отстыкованной колодки электроразъема ракеты от воздействия кинетического нагрева вследствие набегающего потока воздуха при высоких скоростях полета. Это исключает возможность замыкания контактов из-за обугливания электроизоляции и последующий отказ бортовой аппаратуры, а следовательно, повышает надежность ракеты.
[4]
Основными недостатками данного устройства являются: выемки в корпусе ракеты и отверстие люка для выхода электроразъема представляют собой значительные концентраторы напряжений, а защитная крышка люка, с помощью рычага закрепленная на наружной поверхности корпуса, не является силовым элементом, способным воспринимать нормальные и касательные напряжения, действующие на корпус ракеты (А.С. Авдонин, В.И. Фигуровский. Расчет на прочность летательных аппаратов. Учебное пособие для высших учебных заведений. Москва. Издательство «Машиностроение», 1985 г.). Это существенно уменьшает несущую способность корпуса, так как в результате нарушается его равнопрочность. Кроме того, местное ослабление снижает жесткость планера ракеты и уменьшает величину управляющих боковых перегрузок, что ограничивает ее маневренность и приводит к увеличению минимальной зоны поражения цели, а следовательно, снижает эффективность комплекса при стрельбе по высокоскоростным зенитным целям. Также в полете корпус ракеты подвержен воздействию усилий, возникающих от действия боковых перегрузок, и его деформация в местах ослабления с последующим давлением на блоки аппаратуры управления может вывести их из строя. В этих условиях аэродинамический нагрев корпуса и передача тепла блокам аппаратуры управления может привести к потере их работоспособности. Обеспечение необходимой прочности корпуса потребует увеличения его толщины, что приведет к уменьшению массы боевой части и снижению боевого могущества ракеты при сохранении ее тактико-технических характеристик. Вместе с тем, деформация корпуса в месте ослабления вызовет образование зазоров между наружной поверхностью корпуса и защитной крышкой, последующему воздействию высокоскоростного воздушного потока на контакты колодки электроразъема, их нагреву с обугливанием изоляции, замыканию и отказу блоков аппаратуры управления.
[5]
Задачей данного предлагаемого изобретения является повышение маневренности ракеты за счет увеличения жесткости ее планера и повышение надежности функционирования блоков аппаратуры управления.
[6]
Решение поставленной задачи достигается тем, что в ракете, содержащей корпус с выполненным за задней кромкой крыла люком с защитной крышкой, колодку электроразъема, размещенную внутри корпуса напротив люка, где новым является то, что внутри корпуса ракеты под люком жестко закреплена опора с отверстием посередине таким образом, что данное отверстие совмещено с люком, и в нем размещена колодка электроразъема, при этом опора выполнена в виде прямоугольного основания, поверхность которого, прилегающая к корпусу, эквидистантна внутренней поверхности корпуса ракеты, при этом люк и защитная крышка расположены между началом бортовой хорды крыльев и задним торцом корпуса ракеты.
[7]
В частном случае опора крепится к корпусу посредством винтов.
[8]
Сущность данного решения заключается в том, что за счет закрепления опоры с отверстием и колодкой электроразъема под люком в корпусе ракеты компенсируется местное ослабление корпуса, а за счет расположения люка и защитной крышки между началом бортовой хорды крыльев и задним торцом корпуса ракеты обеспечивается меньший нагрев защитной крышки и корпуса в месте выхода колодки электроразъема.
[9]
Предложенное техническое решение поясняется графическими материалами, где на фиг.1 изображен общий вид ракеты с месторасположением люка и защитной крышки, на фиг.2 - сечение колодки бортового электроразъема в отверстии по продольной оси ракеты, на фиг.3 - сечение колодки электроразъема на опоре в перпендикулярном направлении, на фиг.4 - место контактирование корпуса и прямоугольного основания.
[10]
Ракета (фиг.1) содержит корпус 1, крылья 2 с бортовыми хордами 3 и защитную крышку 4. В корпусе 1 выполнен люк 5 для выхода колодки 6 электроразъема (фиг.2). Колодка 6 бортового электроразъема (фиг.3) закреплена в опоре 7, которая зафиксировано относительно корпуса 1 винтами 8. Опора 7 располагается так, что перекрывает люк 5 корпуса 1 ракеты (фиг.2, 3). Прилегающая к корпусу ракеты поверхность 9 опоры 7 эквидистантна внутренней поверхности 10 корпуса 1 ракеты и может с ней контактировать (фиг.3 и фиг.4). Люк 5 и защитная крышка 4 расположены между началом бортовых хорд 3 крыльев 2 и задним торцом 11 корпуса 1 ракеты (фиг.1).
[11]
Принцип работы предлагаемого устройства заключается в следующем. При старте ракеты при ее движении по пусковой установке или внутри транспортно-пускового контейнера происходит расстыковка электроразъема, состоящего из колодоки 6 и ответной колодки, закрепленной на пусковом устройстве. При дальнейшем движении ракеты защитная крышка 4 закрывает люк 5 и, соответственно, контакты колодки 6 электроразъема. При этом закрытие защитной крышки 4 может происходить как за счет воздействия набегающего потока воздуха, так, например, и за счет упругих сил срабатывания пружины. Закрытие люка 5 обеспечивает защиту открытых после расстыковки колодок контактов колодки 6 от прямого воздействия набегающего потока воздуха в течение всего полета ракеты. В полете на сверхзвуковой скорости корпус 1 ракеты и защитная крышка 4 вследствие торможения частиц воздуха из-за трения на их поверхностях нагреваются обтекающим потоком до высокой температуры. Образующийся при этом пограничный слой, начиная с носовой части корпуса 1, постепенно утолщается, оставаясь ламинарным. Теплообмен между нагретым корпусом 1, крышкой 4 и обтекаемым воздушным потоком при ламинарном режиме течения осуществляется только теплопроводностью. По достижении воздушным потоком передней кромки крыльев 2, что соответствует началу бортовой хорды 3, из-за изменения геометрии обтекаемой поверхности происходит торможение скорости потока и изменение давления. В результате внешних возмущений ламинарный режим течения переходит в турбулентный. А при турбулентном режиме течения перенос теплоты в направлении, нормальном к поверхности корпуса 1, и, соответственно, к поверхности крышки 4 осуществляется как теплопроводностью, так и конвекцией, причем распространение теплоты конвекцией преобладает (В.И. …
