ракета с нормальной аэродинамической схемой

Формула изобретения

1. Ракета с нормальной аэродинамической схемой, содержащая размещенные в корпусе двигательную установку, аппаратуру системы наведения и управления, неподвижные крылья и подвижные решетчатые рули с приводами управления, расположенные на корпусе равномерно относительно его продольной оси, а также механизмы раскрытия рулей и их фиксации в раскрытом и сложенном положениях, при этом каждый механизм раскрытия включает пневмоцилиндр, запоршневая полость которого сообщена каналом с пиротехническим источником давления, и закрепленные в передней части хвостовика вала привода руля два валика, входящие в монтажные отверстия в корневой части руля, а каждый механизм фиксации руля в раскрытом положении выполнен в виде подпружиненных элементов, установленных в задней части хвостовика вала привода руля с возможностью взаимодействия с соответствующими монтажными углублениями в корневой части руля, отличающаяся тем, что вал привода выполнен в виде стакана, во внутренней полости которого установлен пиротехнический источник давления, снаружи которого в его донной части расположен хвостовик вала привода руля, в хвостовике выполнена закрываемая крышкой полость пневмоцилиндра и отверстие для выхода конца штока поршня пневмоцилиндра, снабженного рычагом с выполненными на нем с возможностью взаимодействия с торцевой поверхностью корневой части решетчатого руля цапфами, при этом на корневой части руля имеются упоры, взаимодействующие с цапфами рычага в сложенном положении руля.

2. Ракета по п.1, отличающаяся тем, что подпружиненные элементы механизма фиксации руля в раскрытом положении выполнены в виде расположенных в боковых нишах хвостовика плоских V-образных пружин, а монтажные углубления в корневой части руля имеют ответную им форму.

3. Ракета по п.2, отличающаяся тем, что шток поршня пневмоцилиндра выполнен двухконцевым, в крышке пневмоцилиндра выполнено сквозное отверстие для выхода 2-го конца штока, взаимодействующего с П-образным упором, установленным на корпусе ракеты.

4. Ракета по п.3, отличающаяся тем, что упоры на корневой части каждого решетчатого руля выполнены длиной, обеспечивающей образование зазора между корпусом ракеты и соответствующим решетчатым рулем.

5. Ракета по п.4, отличающаяся тем, что во внутренней полости вала привода размещен переключатель сигналов, формирующих команды раскрытия решетчатых рулей и разарретирования вала привода.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к управляемым ракетам, и может быть использовано в различных типах и классах ракет с решетчатыми рулями управления.

Известна ракета с нормальной аэродинамической схемой, содержащая размещенные в корпусе двигательную установку, аппаратуру системы наведения и управления, неподвижные крылья и подвижные решетчатые рули системы управления, расположенные на корпусе равномерно относительно его продольной оси, а также механизмы раскрытия рулей и их фиксации в раскрытом и сложенном положениях. Это ракета описана в журнале “Крылья Родины” № 8, 1993 г. (цветной вкладыш и с.26). Кроме того, известна ракета с нормальной аэродинамической схемой с равномерно расположенными на корпусе относительно продольной оси неподвижными крыльями и подвижными рулями. Рули оснащены механизмами раскрытия и фиксации. Ракета имеет пиротехнический аккумулятор давления, решетчатые рули снабжены штырями для фиксации в сложенном положении, каждый механизм раскрытия руля выполнен в виде пневмоцилиндра, и каждый механизм фиксации руля в раскрытом положении выполнен в виде подпружиненных стрежней, а сложенном положении - в виде захватных ножниц (патент РФ № 2085825, F 24 B 15/00).

Последнее техническое решение взято в качестве прототипа.

Наряду с достоинствами указанной выше ракеты, к которым относится:

- снижение массогабаритных показателей ракеты в связи с использованием малогабаритных и малоэнергоемких приводов управления решетчатыми рулями;

- обеспечение высоких летно-тактических данных ракеты из-за наличия механизмов раскрытия рулей и их фиксации в сложенном и раскрытом положениях;

- минимальные габариты при транспортировании и хранении ракет;

имеются недостатки, связанные с тем, что в механизме раскрытия руля отсутствует механическая связь с рулем, сопровождающая руль на протяжении всего процесса раскрытия, а именно:

- при неблагополучном сочетании внешних нагрузок есть вероятность либо большого времени раскрытия, либо неполного раскрытия решетчатых рулей;

- при благоприятном сочетании внешних нагрузок (больших помогающих раскрытию силах) возможен эффект отскоков от механизма фиксации, что тоже может привести к увеличению времени раскрытия решетчатого руля.

Обе ситуации по отдельности или вместе взятые отрицательно влияют на управляемость ракеты на начальном участке автономного полета.

При создании изобретения стояла задача повышения управляемости ракеты за счет исключения влияния внешних нагрузок на процесс раскрытия и фиксации решетчатых рулей.

Поставленная задача достигается тем, что в известной ракете с нормальной аэродинамической схемой, содержащей размещенные в корпусе двигательную установку, аппаратуру системы наведения и управления, неподвижные крылья и подвижные решетчатые рули с приводами их управления, расположенными на корпусе равномерно относительно его продольной оси, а также механизмы раскрытия и их фиксации в раскрытом и сложенном положениях, при этом каждый механизм раскрытия включает пневмоцилиндр, запоршневая полость которого сообщена каналом с пиротехническим источником давления, и два валика, закрепленных в передней части хвостовика вала привода руля и входящих в монтажные отверстия в корневой части руля, а каждый механизм фиксации руля в раскрытом положении выполнен в виде подпружиненных элементов, установленных в задней части хвостовика вала привода руля с возможностью взаимодействия с соответствующими монтажными углублениями в корневой части решетчатого руля, отличие состоит в том, что вал привода выполнен в виде стакана, во внутренней полости которого установлен пиротехнический источник давления, снаружи которого в его донной части расположен хвостовик вала привода руля, в хвостовике выполнена закрываемая крышкой полость пневмоцилиндра и отверстие для выхода конца штока поршня пневмоцилиндра, снабженного рычагом с выполненными на нем с возможностью взаимодействия с торцевой поверхностью корневой части решетчатого руля цапфами, а в корневой части руля имеются упоры, взаимодействующие с цапфами рычага в сложенном положении.

Кроме того, подпружиненные элементы механизма фиксации руля в раскрытом положении выполнены в виде V-образных пружин, а монтажные углубления в корневой части руля имеют ответную им форму.

Шток поршня пневмоцилиндра выполнен двухконцевым, в крышке пневмоцилиндра выполнено отверстие для выхода 2-го конца штока, взаимодействующего с П-образным упором, закрепленного на корпусе ракеты для арретирования вала привода руля.

Упоры на корневой части руля выполнены с длиной, обеспечивающей образование зазора между корпусом ракеты и соответствующим рулем.

Во внутренней полости вала привода руля размещен микропереключатель сигналов, формирующих команды раскрытия решетчатых рулей и разарретирования вала привода.

Такое выполнение ракеты обеспечивает надежное раскрытие решетчатых рулей независимо от воздействующих внешних нагрузок.

На фиг.1 изображен общий вид ракеты; на фиг.2 - общий вид механизма раскрытия рулей в разрезе; 3 - механизм раскрытия руля (вид А фиг.2); на фиг.4 - кинематическая схема механизма при сложенном положении руля; на фиг.5 - кинематическая схема механизма в процессе раскрытия; на фиг.6 - кинематическая схема механизма при раскрытом положении руля.

Ракета с нормальной аэродинамической схемой (фиг.1) содержит корпус 1 и размещенные в нем двигательную установку, аппаратуру систем наведения и управления (не показаны), четыре неподвижных крыла 2 и четыре управляемых решетчатых руля 3 системы управления, расположенные на корпусе 1 равномерно относительно его продольной оси и находящиеся в сложенном положении.

Ракета имеет механизмы раскрытия рулей и их фиксации в раскрытом и сложенном положении, а также устройство разарретирования вала привода руля (привод не показан).

Вал 4 (фиг.2) привода руля 3, одновременно являющийся корпусом механизма раскрытия руля 3, выполнен в виде стакана, снаружи которого на его донной части расположен хвостовик 5.

Каждый решетчатый руль 3 соединен с приводом посредством двух валиков 6, закрепленных в передней части хвостовика 5. Концы валиков 6 размещены в монтажных отверстиях корневой части руля 3. Валики 6 являются осью вращения руля 3 при его раскрытии. В корневой части руля 3 выполнены два упора 7, предназначенные для фиксации руля 3 в сложенном положении, и контактные поверхности 8, участвующие в процессе раскрытия руля. Упор 7 выполнен с длиной, обеспечивающей образование зазора между корпусом ракеты 1 (фиг.1) и соответствующим решетчатым рулем 3. На внутренних поверхностях корневой части руля 3 выполнены два прямоугольных паза 9, предназначенные для фиксации руля 3 в раскрытом положении.

Во внутренней полости вала 4 установлен пиротехнический источник давления 10. В хвостовике 5 выполнена полость пневмоцилиндра 11, связанная с источником давления каналом 12. В полости пневмоцилиндра 11 размещен поршень 13 с двухконцевым штоком 14, один конец которого жестко скреплен с рычагом 15. Рычаг 15 имеет две цапфы 16, которые, взаимодействуя с упорами 7, удерживают решетчатый руль 3 в сложенном положении. Пневмоцилиндр 11 закрыт герметично крышкой 17, в которой герметично выполнено отверстие для выхода второго конца штока 14. Выступающая за крышкой 17 часть штока 14, взаимодействуя с П-образным упором 18, закрепленным на корпусе 1 (фиг.1), арретирует вал 4 (фиг.2) привода руля 3.

Во внутренней полости вала 4 привода установлен переключатель 19. Переключатель состоит из подвижной части 20, выступающей в полости пневмоцилиндра 11 в конце хода поршня 13, при соприкосновении с которым она нажимает на кнопку микропереключателя 21. В хвостовике 5 (фиг.3) с боковых сторон выполнены ниши, в которых установлены два V-образных пружинных фиксатора 22 для фиксации руля 3 в раскрытом положении. Пружина 23 удерживает поршень 13 в исходном положении. На хвостовике 5 над рычагом 15 закреплен упор 24.

Раскрытие решетчатых рулей 3 ракеты производится как в автоматическом режиме в начале автономного полета, так и вручную при проведении регламентных работ.

При пуске ракеты решетчатые рули 3 находятся в сложенном положении. Двигательная установка и системы наведения управления функционируют в обычном для данного класса ракет режиме. Раскрытие решетчатых рулей проводится после срабатывания пиротехнического источника давления 10 (фиг.2) по сигналу системы управления ракеты.

В исходном положении (фиг.4, руль 3 в сложенном положении) поршень 13 удерживается пружиной 23, предотвращающей самопроизвольное раскрытие решетчатого руля и разарретирование вала привода, при этом цапфы 16 рычага 15 находятся под упорами 7.

Под избыточным давлением газа, источником которого является пиротехнический источник давления 10, поступающего в запоршевую полость пневмоцилиндра 11, поршень 13 начинает перемещаться. При этом цапфы 16 (фиг.5) выходят из-под упоров 7 руля 3, освобождая его для вращения в валиках 6. Дальнейшее движение поршня 13 за счет воздействия цапф 16 на контактные поверхности 8 корневой части руля 3 приводит к полному его раскрытию поворота на 90°.

После полного раскрытия руль 3 с помощью пружинных фиксаторов 22 (фиг.3) фиксируется в раскрытом положении.

После полного раскрытия руля 3 выбирается остаточный ход поршня 13 (фиг.6), приводящий к разарретированию вала 4 привода, путем выхода второго конца штока 14 из упора 18.

После разарретирования (фиг.6) вала 4 привода под воздействием подвижной части 20 переключателя 19 срабатывает кнопка микропереключателя 21, формируя сигнал о раскрытии руля 3 и разарретировании вала 4 привода, при этом происходит установка рычага 15 на стопор 24, препятствующий возврату поршня 13 в исходное положение под воздействием пружины 23 в случае падения давления в пневмоцилиндре 11.