Результат интеллектуальной деятельности: СИСТЕМА ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ ТРАЕКТОРИЕЙ РЕАКТИВНОГО ДВИЖУЩЕГОСЯ ТЕЛА

Настоящее изобретение относится к системе для управления траекторией движущегося тела, такого как ракета, спутник и т.д., а также к движущемуся телу, снабженному такой системой. Хотя не исключительно, она особенно пригодна для управления ракетами, снабженными тяговым ускорителем, на этапе запуска указанных ракет.

Как известно, для реактивных движущихся тел является обычным управление их траекторией посредством ориентации тяги, включая начальный этап ускорения, чтобы уменьшить траекторию и продолжительность полета движущегося тела.

Таким образом, известна система для управления траекторией ракеты, содержащая четыре рулевые поверхности, выполненные из жаростойкого материала (например, композиционного материала на основе углеродного волокна и карбонизированной матрицы), непосредственно внедренные в сопло тягового ускорителя, в пределах потока движущего газа, причем каждой управляет привод.

Однако прогрессивное истирание рулевых поверхностей, постоянно подвергающихся значительному нагреванию движущими газами, приводит к ухудшению отклонения тяги со временем. Кроме того, необходимость в одном приводе для каждой рулевой поверхности (то есть в четырех приводах для всей системы управления) значительно увеличивает массу и стоимость такой системы для управления траекторией на борту ракеты.

Настоящее изобретение нацелено на устранение этих недостатков.

С этой целью, в соответствии с изобретением, предлагается система для управления траекторией движущегося тела, ограниченной точкой пуска и заданной точкой, причем указанное движущееся тело является реактивным и содержит, по меньшей мере, одно сопло, неподвижное относительно заднего основания указанного движущегося тела и с симметрией вращения относительно продольной оси последнего, причем указанная система, содержащая, по меньшей мере, один подвижный дефлектор потока, расположенный снаружи указанного сопла и способный входить в выходной поток указанного сопла для отклонения указанного движущегося тела, отличается тем, что указанная система содержит средства для угловой ориентации указанного дефлектора посредством вращения вокруг продольной оси указанного движущегося тела, перед его запуском, для обеспечения во время полета отклонения указанного движущегося тела по существу в вертикальной плоскости, проходящей через указанную точку пуска и указанную заданную точку, посредством действия указанного дефлектора.

Таким образом, благодаря изобретению указанный дефлектор потока расположен снаружи сопла и поэтому не подвергается постоянно существенному нагреванию движущимися газами, что значительно уменьшает его износ и улучшает управление траекторией со временем. Кроме того, сопло указанного движущегося тела предпочтительно является простым и неподвижным, и, таким образом, оно не требует включения сложной непроницаемой для движущего газа части движущегося тела.

Кроме того, на начальном этапе ускорения, обычно имеющем короткую продолжительность (максимум несколько секунд), предпочтительно ориентировать по углу указанный дефлектор перед пуском указанного движущегося тела таким образом, что может быть достигнуто отклонение движущегося тела только в вертикальной плоскости на начальном этапе ускорения. Таким образом, траектория и продолжительность полета движущегося тела уменьшаются.

В варианте осуществления этого изобретения указанное движущееся тело первоначально запускают из цилиндрической пусковой трубы, причем указанная труба содержит на ее боковой стенке зубчатое выступающее периферийное кольцо и указанные средства угловой ориентации содержат:

- по меньшей мере, один привод, например, червячного типа, способный взаимодействовать с указанным зубчатым кольцом указанной трубы для угловой ориентации указанного движущегося тела посредством вращения указанной трубы вокруг его продольной оси, и

- указанную ориентируемую по углу пусковую трубу.

Таким образом, средства угловой ориентации расположены не на борту движущегося тела, соответственно, уменьшая его массу и стоимость. Кроме того, угловая ориентация движущегося тела может обеспечиваться до его пуска.

В другом варианте осуществления этого изобретения указанное движущееся тело имеет цилиндрическую форму, при этом указанные средства угловой ориентации содержат:

- по меньшей мере, один привод, например, червячного типа, расположенный снаружи указанного движущегося тела; и

- одно зубчатое выступающее периферийное кольцо, составляющее единое целое с боковой стенкой указанного движущегося тела и способное взаимодействовать с указанным приводом, чтобы ориентировать по углу указанное движущееся тело посредством вращения вокруг его продольной оси перед пуском.

Таким образом, при любой внешней форме пусковой трубы для движущегося тела (например, с квадратным сечением) угловая ориентация указанного движущегося тела может обеспечиваться перед его запуском.

В соответствии с другим вариантом осуществления этого изобретения указанные средства угловой ориентации содержат:

- по меньшей мере, один привод, например, червячного типа, установленный на указанном заднем основании движущегося тела, и

- по меньшей мере, один венец, подвижно установленный на указанном заднем основании указанного движущегося тела с возможностью вращения вокруг продольной оси указанного сопла. Кроме того, в этом варианте указанный дефлектор шарнирно установлен на указанном подвижном венце, и указанный венец способен взаимодействовать с указанным приводом, чтобы ориентировать по углу указанный дефлектор посредством вращения вокруг продольной оси указанного сопла.

Таким образом, можно обеспечивать угловую ориентацию указанного дефлектора или перед пуском указанного движущегося тела, или во время его полета (например, на начальном этапе ускорения). Указанное движущееся тело, таким образом, может быть точно установлено в любом необходимом направлении.

Кроме того, в любом варианте осуществления этого изобретения указанный дефлектор может содержать, по меньшей мере, один шарнирно установленный рычаг на указанном заднем основании, посредством одного из его концов и способный поворачиваться вокруг оси, а также элемент отклонения потока (например, лопасть, лопатку и т.д.), составляющий единое целое с другим свободным концом указанного рычага.

Указанное сопло содержит расширяющийся раструб, при этом длина указанного элемента отклонения, предпочтительно, по меньшей мере, равна выходному диаметру указанного расширяющегося раструба.

Предпочтительно, указанный элемент отклонения потока выполнен из жаростойкого материала, например, углерод-углеродного типа.

Предпочтительно, указанным дефлектором управляет привод подъемного типа.

Как следует из указанного выше, настоящее изобретение также относится к реактивному движущемуся телу, содержащему описанную выше систему.

Фигуры прилагаемых чертежей лучше пояснят, как может быть осуществлено это изобретение. На этих фигурах одинаковые ссылочные позиции относятся к подобным компонентам.

Фиг. 1 - вид в перспективе задней части ракеты в соответствии с первым вариантом осуществления настоящего изобретения.

Фиг. 2 и 3 - виды сбоку ракеты, показанной на фиг. 1, на которых дефлектор потока соответственно занимает повернутое положение и сложенное положение.

Фиг. 4 - вид сбоку ракетной пусковой трубы, показанной на фиг. 1, согласно первому варианту осуществления изобретения.

Фиг. 5 - вид, подобный показанному на фиг. 1, показывающий заднюю часть ракеты согласно второму варианту осуществления этого изобретения.

Фиг. 6 - покомпонентный вид пусковой трубы, содержащей ракету, показанную на фиг. 5, согласно второму варианту осуществления изобретения.

Фиг. 7 - вид, подобный показанному на фиг. 1, задней части ракеты согласно третьему варианту осуществления настоящего изобретения.

На фиг. 1-3 схематично показана задняя часть 2 ракеты согласно первому варианту осуществления настоящего изобретения.

Как показано на фигурах, задняя часть 2 ракеты 1 содержит сопло 3 для реактивного движения ракеты 1, установленное неподвижно на заднем основании 2A. Сопло 3, имеющее горловину 4, продолжающуюся расширяющимся раструбом 5, имеет вращательную симметрию вокруг его продольной оси X-X, совпадающей с продольной осью ракеты 1.

Кроме того, дефлектор 6 потока, содержащий лопасть 7 отклонения потока и два поворотных рычага 8 (на фиг. 1 показан один), шарнирно соединен посредством последнего на заднем основании 2A ракеты 1 снаружи сопла 3.

Лопасть 7 отклонения прямоугольной формы содержит коническую продольную кромку 9A, облегчающую проникновение дефлектора 6 в выходной поток сопла 3. Кроме того, лопасть, предпочтительно, выполнена из жаростойкого материала, например, углерод-углеродного типа.

Кроме того, длина L лопасти 7, по меньшей мере, равна выходному диаметру D расширяющегося раструба 5 сопла 3.

Поворотные рычаги 8, окружающие с обеих сторон сопло 3, способны поворачиваться благодаря их шарнирному концу 8A вокруг поперечной оси T-T, например, ортогонально продольной оси X-X сопла 3.

Кроме того, свободный конец 8B каждого поворотного рычага 8 составляет единое целое с одной из боковых кромок 10 лопасти 7 отклонения таким образом, что поворот рычагов 8 сообщает наклонное перемещение лопасти 7.

Дефлектором 6 потока управляет привод 11, например, подъемного типа, шарнирно соединенный одним из его концов 11A с задним основанием 2A ракеты 1 и другим его концом 11B с продольной кромкой 9B лопасти 7 отклонения, противоположной конической продольной кромке 9A. Очевидно, что могут рассматриваться другие типы привода (например, электрический привод).

Таким образом, как показано на фиг. 2 и 3, лопасть 7 отклонения способна занимать два крайних положения:

- повернутое положение (фиг. 2), в котором она максимально отклоняет выходной поток сопла 3; и

- сложенное положение (фиг. 3), в котором не достигается отклонение выходного потока.

Лопасть 7 отклонения может, таким образом, проходить через выходной поток сопла 3 между такими двумя крайними положениями для отклонения траектории ракеты 1. Интенсивность отклонения ракеты 1 связана с угловым перемещением лопасти 7 отклонения.

В этом первом варианте осуществления изобретения, как показано на фиг. 4, ракета 1 запускается из пусковой трубы 12 внешней трубчатой формы. Труба 12 содержит зубчатое выступающее периферийное кольцо 13, способное взаимодействовать с внешним приводом 14 червячного типа таким образом, чтобы указанная труба 12 могла вращаться вокруг ее продольной оси Y-Y.

Когда ракета 1 установлена в пусковой трубе 12 (продольная ось ракеты 1 по существу соответствует оси трубы 12), угловая ориентация дефлектора 6 потока достигается посредством вращения пусковой трубы 12 вокруг ее продольной оси Y-Y посредством привода 14.

В этом первом варианте осуществления изобретения ракета 1 связана с системой для управления траекторией (последняя является, например, параболической и определенной точкой пуска и заданной точкой), содержащей:

- дефлектор 6 потока, способный проникать, по меньшей мере, частично в выходной поток сопла 3, чтобы достигать отклонения ракеты 1 во время полета (например, на начальном этапе ускорения); и

- средства угловой ориентации дефлектора 6 (например, перед пуском), содержащие пусковую трубу 12, снабженную зубчатым периферийным кольцом 13, а также привод 14.

Работа системы для управления траекторией ракеты происходит следующим образом.

Прежде всего, во время этапа подготовки к пуску достигается угловая ориентация пусковой трубы 12 (предполагается в вертикальном положении), содержащей ракету 1, посредством работы привода 14 на зубчатом кольце 13 таким образом, чтобы отклонение ракеты 1 дефлектором 6 было достигнуто в вертикальной плоскости траектории, проходящей через точку пуска (то есть пусковую трубу) и заданную точку. С этой целью коническая продольная кромка 9A лопасти 7, например, расположена ортогонально к вертикальной плоскости траектории.

Затем на начальном этапе ускорения лопасть 7 дефлектора 6 вводится в выходной поток сопла посредством привода 11. Таким образом, параболическую траекторию ракеты 1 можно уменьшать относительно параболической траектории без осуществления отклонения ракеты для ограничения продолжительности полета ракеты 1. Другими словами, траектория ракеты 1, более определенно, корректируется в полете как функция положения заданной точки.

В этом втором варианте осуществления изобретения, показанном на фиг. 5, все элементы, описанные со ссылками на фиг. 1 и 3, снова присутствуют, кроме того факта, что зубчатое выступающее периферийное кольцо 15 теперь присутствует на боковой поверхности ракеты 1.I (пусковая труба 12.I уже не содержит выступающее зубчатое кольцо), например, на ее задней части 2. Это кольцо 15 способно взаимодействовать с приводом 14.I червячного типа, например, связанного с пусковой трубой 12.I (см. фиг. 6). Угловая ориентация дефлектора 6 потока достигается посредством вращения ракеты 1.I в трубе 12.I вокруг ее продольной оси X-X посредством привода 14.I.

Таким образом, подобно первому варианту осуществления изобретения, угловая ориентация дефлектора 6 потока согласно второму варианту осуществления изобретения, предпочтительно, достигается во время этапа подготовки к пуску. Однако, в отличие от первого варианта, ракета 1.I ориентируется прямо в трубе 12.I, при этом последняя остается, например, неподвижной при ориентации.

Система для управления траекторией, связанная со вторым вариантом осуществления изобретения, подобна первому варианту кроме того факта, что средства угловой ориентации содержат теперь зубчатое кольцо ракеты 15, а также привод 14.I червячного типа.

Кроме того, работа системы управления согласно второму варианту осуществления изобретения подобна работе, описанной выше в связи с первым вариантом.

В соответствии с третьим вариантом осуществления этого изобретения, показанным на фиг. 7, заднее основание 2A ракеты 1.II содержит зубчатый венец 16, установленный подвижно с возможностью вращения вокруг продольной оси X-X сопла 3 (неподвижного относительно указанного основания 2A) подобно подшипнику.

Привод 17 червячного типа, относящийся к заднему основанию 2A ракеты 1, способен приводить во вращение зубчатый венец 16 посредством ведущей шестерни 18.

Кроме того, дефлектор 6 потока, подобный описанному со ссылками на фиг. 1, установлен на подвижном венце 16 таким образом, чтобы любое вращение последнего вокруг оси X-X приводило дефлектор 6 во вращение. Привод 11 для дефлектора 6 потока также установлен на подвижном венце 16.

Система для управления траекторией, связанная с ракетой 1.II согласно третьему варианту осуществления изобретения, находится на борту последней. Она содержит дефлектор 6 потока и средства угловой ориентации, содержащие среди прочего:

- привод 17, установленный на указанном заднем основании 2A ракеты 1.II, и

- венец 16, установленный с возможностью движения на указанном заднем основании 2A ракеты 1.II.

В соответствии с этим третьим вариантом угловая ориентация дефлектора 6 достигается посредством приведения во вращение подвижного венца 16. Предпочтительно это осуществляется перед пуском в ходе этапа подготовки. Очевидно, что поскольку средства ориентации находятся на борту ракеты 1.II, угловая ориентация дефлектора 6 может также обеспечиваться после пуска ракеты 1.II, например, на начальном этапе ускорения.