корпус вращающегося летательного аппарата с раскрывающимся стабилизатором

Формула изобретения

Корпус вращающегося летательного аппарата с раскрывающимся стабилизатором, содержащий на боковой поверхности цилиндрической хвостовой части продольные прорези, лопасти стабилизатора, установленные на опорных осях, уложенные в исходном положении в полости хвостовой части и выводимые в рабочее положение через продольные прорези, а также узел запирания каждой лопасти стабилизатора в исходном и рабочем положениях, отличающийся тем, что лопасти стабилизатора в исходном положении уложены перпендикулярно относительно продольной оси корпуса, попарно и встречно относительно друг друга, с углом разворота каждой лопасти стабилизатора относительно ее исходного положения до 180, узел запирания каждой лопасти стабилизатора выполнен в виде установленного в глухом отверстии внутренней стенки хвостовой части корпуса подпружиненного фиксатора, а угол поворота лопасти стабилизатора в рабочем положении относительно продольной оси корпуса выполнен в зависимости от ширины продольной прорези.

Описание изобретения к патенту

Предлагаемое изобретение относится к летательным аппаратам, в том числе реактивным снарядам, преимущественно вращающимся, имеющим приспособления для стабилизации и увеличения дальности полета, а именно стабилизаторам с раскрывающимся хвостовым оперением после запуска, например, после вылета из ствола; его применение возможно как в военной, так и в гражданской отраслях промышленности.

Относящиеся к этой области технические решения в массе своей за счет использования складывающегося хвостового оперения позволяют решить главную задачу - стабилизировать полет более габаритных аппаратов, чем те, в которых используются жестко закрепленные стабилизаторы.

В последнее время эта задача осложнена различными условиями применения, поэтому разбивается на ряд усложняющих конструкцию составляющих, а именно необходимо обеспечить:

1) запирание оперения в исходном положении до вылета из ПУ;

2) надежность вывода и запирание оперения в рабочем положении после вылета из ПУ;

3) сведение к минимуму занимаемого оперением в исходном положении объема летательного аппарата.

В результате патентного поиска и анализа найденных документов выявлены следующие.

Известно устройство по патенту РФ 2011146, кл. 5 F 42 В 10/20, опубл. 15.04.94 г., представляющее собой корпус вращающегося летательного аппарата с раскрывающимся стабилизатором, содержащий на боковой поверхности цилиндрической хвостовой части продольные прорези, лопасти стабилизатора, уложенные в исходном положении в полости хвостовой части корпуса и выводимые в рабочее положение через продольные прорези, а также узел запирания лопастей стабилизатора в исходном положении в виде фигурной скобы. Причем каждая лопасть стабилизатора выполнена с опорной площадкой, ширина которой больше ширины продольной прорези корпуса. Для обеспечения собственного вращения корпуса летательного аппарата продольные прорези могут быть выполнены под углом 1-3 к продольной оси корпуса.

Известное устройство действует следующим образом.

Реактивный снаряд устанавливают в замкнутые направляющие, выполненные, например, в виде трубы. При воспламенении топлива в двигателе реактивная струя выбрасывает снаряд из направляющих и одновременно срывает лопасти стабилизатора с фиксатора. При этом реактивная струя взаимодействует с опорными площадками лопастей стабилизатора, заставляя их “раскрыться” и встать в рабочее положение.

Недостатками известного устройства является то, что хотя снаряд вращается и конструкция его стабилизатора предельно простая, угол разворота лопастей - переменный, всегда менее 90 и зависит от сопротивления окружающей снаряд среды и силы воздействия горячих газов горения на опорные площадки лопастей стабилизатора - это приводит к нестабильному режиму полета снаряда по траектории. В известной конструкции не предусмотрен узел запирания лопастей стабилизатора в рабочем положении, а также экономия места, занимаемого лопастями стабилизатора в исходном положении.

В качестве прототипа выбрано техническое решение по патенту РФ 2170909, кл. 7 F 42 B 10/14, публ. 20.01.01 г., представляющее собой корпус летательного аппарата с раскрывающимся стабилизатором, содержащий на боковой поверхности цилиндрической хвостовой части продольные прорези, лопасти стабилизатора, установленные на опорных осях, уложенные в исходном положении в полости хвостовой части и выводимые в рабочее положение через продольные прорези, а также узел запирания каждой лопасти стабилизатора в исходном и рабочем положениях, выполненный в виде пружины кручения с навивкой в разных направлениях и выводящий соответствующую лопасть стабилизатора в рабочее положение через прорези в хвостовой части корпуса.

Указанное устройство действует следующим образом.

При срабатывании метательного заряда происходят разрушения ограничителя и выброс снаряда.

Лопасти стабилизатора от усилий пружин кручения выводятся из прорезей корпуса и принимают рабочее положение, обеспечивая снаряду стабилизированное состояние полета к цели.

Недостатками известного устройства является то, что разворот лопастей от исходного положения выполняется только на 90, лопасти в исходном положении расположены вдоль продольной оси корпуса, в конструкции не предусмотрено устройство для придания вращения корпусу (например, угол наклона лопастей к продольной оси корпуса), что снижает стабильность его полета.

Предлагаемое устройство лишено указанных недостатков за счет использования иной конструкции стабилизатора, обеспечивающей необходимую стабильность его полета.

Поставленный технический результат достигается тем, что известное устройство - корпус летательного аппарата с раскрывающимся стабилизатором содержит в своей цилиндрической хвостовой части продольные прорези, лопасти стабилизатора, установленные на опорных осях, уложенные в исходном положении в полости хвостовой части и выводимые в рабочее положение через продольные прорези, а также узел запирания каждой лопасти стабилизатора в исходном и рабочем положениях, причем лопасти стабилизатора в исходном положении уложены перпендикулярно относительно продольной оси корпуса, попарно и встречно относительно друг друга, а узел запирания каждой лопасти стабилизатора выполнен в виде установленного в глухом отверстии внутренней стенки хвостовой части корпуса подпружиненного фиксатора, причем угол поворота лопасти стабилизатора в рабочем положении относительно продольной оси корпуса выполнен в зависимости от ширины продольной прорези, а угол разворота каждой лопасти стабилизатора относительно ее исходного положения может достигать 180.

Предлагаемая конструкция лишена узлов запирания и вывода лопастей в виде пружинного механизма (из пружин кручения с навивкой в разных направлениях), вместо него использованы подпружиненные фиксаторы, установленные в глухих отверстиях внутренней стенки корпуса для запирания лопастей стабилизатора в исходном и рабочем положениях, что упрощает их изготовление и повышает надежность в использовании.

Укладка лопастей стабилизатора в исходном положении перпендикулярно продольной оси корпуса, попарно и встречно относительно друг друга обеспечивает уменьшение объема, занимаемого узлом запирания, без уменьшения размаха лопастей стабилизатора в рабочем положении.

Сочетание достаточного размаха лопастей стабилизатора с углом их разворота из исходного положения до 180 и заданным углом поворота их в рабочем положении относительно продольной оси корпуса обеспечивает заданную стабильность траектории полета.

Встречное и попарное расположение лопастей в исходном положении обеспечивает одновременное выведение всех лопастей из полости хвостовой части корпуса и быстрое начало стабилизации корпуса в полете.

В процессе патентного поиска не выявлены технические решения, в которых бы использовались все указанные признаки с этой или аналогичной целью, считаем, что предлагаемое техническое решение соответствует критерию патентоспособности “изобретательский уровень”.

Предлагаемое устройство представлено на чертежах и описано ниже.

Фиг.1 показывает схематический вид стабилизатора с лопастями в рабочем положении.

Фиг.2 показывает схематический вид корпуса сзади, размещение лопастей в исходном положении и их запирание подпружиненными фиксаторами.

Фиг.3 показывает аксонометрический вид с частичным (одна четверть) вырезом фиг.2 (подпружиненный фиксатор не показан), взаимное положение и укладку лопастей стабилизатора в исходном положении.

Фиг.4 показывает взаимное расположение лопастей стабилизатора, как на фиг.1 с указанием углов: разворота лопастей стабилизатора от исходного положения и поворота лопастей стабилизатора относительно продольной оси корпуса.

Предлагаемая конструкция (см. фиг.1-4) представляет собой корпус 1 вращающегося летательного аппарата, в котором выполнены продольные прорези, через которые выводятся в рабочее положение установленные в опорных осях 4 лопасти 2 стабилизатора, в исходном и рабочем положениях лопасти 2 запираются подпружиненными фиксаторами 3. Лопасти 2 стабилизатора снабжены выступами, позволяющими повернуть лопасти 2 в рабочем положении на заданный угол (относительно продольной оси корпуса (см. фиг.4).

Предлагаемое устройство действует следующим образом.

При запуске двигателя летательного аппарата реактивная струя действует на торцы лопастей стабилизатора. От этого усилия лопасти отжимают подпружиненные фиксаторы, выводятся и разворачиваются в рабочее положение (см. фиг.1, 4). Угол между исходным и рабочим положениями определяется формой лопастей, а также формой и расположением подпружиненных фиксаторов (см. фиг.4).

В момент вывода лопастей стабилизатора в рабочее положение они поворачиваются на заданный угол относительно продольной оси корпуса (см. фиг.4).

Поворот лопастей стабилизатора относительно продольной оси корпуса происходит, например, за счет выступов или отгибов на лопастях (в пределах ширины продольной прорези). Указанные выступы (или отгибы) расположены таким образом, что не мешают развороту лопастей стабилизатора в рабочее положение, а в исходном положении не мешают укладке лопастей стабилизатора. Кроме того, для указанной цели может быть использовано выполнение продольной прорези ступенчатой формы.

Экспериментально изготовленные и испытанные образцы предложенной конструкции вращающегося летательного аппарата с раскрывающимся стабилизатором имели следующие характеристики:

ширина продольной прорези равна двум толщинам лопасти стабилизатора;

угол разворота лопастей стабилизатора в рабочем положения - 150;

угол поворота лопастей стабилизатора в рабочем положении относительно продольной оси корпуса - 3;

размах лопастей стабилизатора в рабочем положении в 2,5 раза больше наружного диаметра цилиндрической хвостовой части корпуса.

Полученные характеристики при летных испытаниях предложенной конструкции вращающегося летательного аппарата с раскрывающимся стабилизатором показали высокую точность траектории полета, надежность стабилизатора и безотказность его в действии.