Результат интеллектуальной деятельности: АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ РУЛЬ РАКЕТЫ

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к устройствам фиксации складываемых аэродинамическим поверхностей (крыльев, рулей, стабилизаторов) и может быть использовано в конструкции механизмов фиксации складываемых рулей (крыльев).

Ракеты с раскрывающимися аэродинамическими поверхностями (крыльями, рулями, стабилизаторами), известны (патенты США.; №3273500, 1966 г.; №2925966, 1960 г; №6092264, 2000 г. и др.). Это ракеты, стартующие либо из транспортно-пусковых стаканов (ТПС), либо со стартово-разгонных ступеней. Наличие складываемых конструкций продиктовано уменьшением габаритов средств доставки ракет. Для избежания возможного поворота рулей при движении ракеты в ТПС и возможного заклинивания ее в нем рули фиксируются от поворота специальными устройствами. После выхода ракеты из ТПС и раскрытия рулей устройство стопорения снимает свою фиксацию рулей.

Наиболее близким по набору существенных признаков является техническое решение по патенту США №3650496, F42B 13/32, 1972, которое и было принято авторами за ближайший аналог.

Данное техническое решение относится к рулям направления управляемых ракет. Подобные ракеты обычно оснащены четырьмя рулями, расположенными равномерно по периметру поперечного сечения ракеты. Если ракета запускается из ТПС, рули должны быть складываемыми, т.к. при движении ракеты внутри ТПС рули прижаты к корпусу ракеты и зафиксированы от поворота. После выхода из ТПС рули раскрываются, занимают рабочее положение и автоматически расфиксируются. Еще одной причиной делать рули складываемыми является уменьшение требуемого объема, облегчение обслуживания ракеты при хранении и облегчение транспортировки. Исходя из этого, руль, как правило, состоит из двух частей: корневой части, примыкающей к наружной поверхности ракеты, и складываемой части, которая в рабочем положении является продолжением корневой части и может быть переведена из рабочего положения в сложенное по направлению к корпусу ракеты. При этом механизм фиксации установлен в корневой части, используя при этом объем корневой части руля.

Данное техническое решение представляет аэродинамический руль ракеты, который шарнирно закреплен на корпусе ракеты и содержит складываемую и корневую часть. Корневая часть расположена вне корпуса ракеты, шарнирно соединена со складываемой частью и содержит устройство фиксации руля, предотвращающее поворот руля до его раскрытия.

Наличие корневой части руля, расположенной вне корпуса ракеты, приводит к увеличению габаритов ТПС. Для уменьшения габаритов необходимо использовать руль с одной складываемой частью и исключить наличие корневой части.

Целью предлагаемого изобретения является создание раскрываемого руля ракеты с тонким внешним обводом, эффективно фиксирующегося от поворота в сложенном положении, используя при этом минимально возможный зазор между внутренним обводом ТПС и корпусом ракеты.

Указанная цель достигается тем, что руль содержит складываемую аэродинамическую поверхность, зафиксированную в рабочем положении и шарнирно соединенную с приводом управления рулем, закрепленным в корпусе ракеты с возможностью вращения. Аэродинамическая поверхность выполнена цельной. В корпусе ракеты установлен механизм стопорения, содержащий подпружиненно-поворотную качалку, один конец которой контактирует с аэродинамическую поверхностью, а другой установлен в прорези привода управлением рулем в сложенном положении и удерживает руль от поворота. Качалка перемещается из прорези в дугообразный паз привода управления рулем при раскрытии аэродинамической поверхности, тем самым расфиксируя руль. Длина паза привода управления рулем ограничивает углы поворота руля.

На фиг.1-6 представлена конструкция предлагаемого аэродинамического руля ракеты.

Она состоит из аэродинамической поверхности 1, шарнирно соединенной с приводом управления рулем, 2 установленным в корпусе ракеты 3. В корпусе ракеты установлен механизм фиксации 4, содержащий подпружиненную качалку 5. Качалка содержит на одном конце зуб 6, контактирующий с аэродинамической поверхностью 1, на другом конце зуб 7, расположенный в прорези 8 в сложенном положении и в дугообразном пазе 9 в рабочем положении.

Устройство работает следующим образом:

При расположении в ТПС аэродинамическая поверхность 1 находится в сложенном положении, а зуб 7 качалки 5 механизма фиксации 4 расположен в прорези 8 привода управления рулем 2, фиксируя его и аэродинамическую поверхность 1 от поворота. После выхода ракеты из ТПС аэродинамическая поверхность 1 раскрывается, при этом во время раскрытия аэродинамическая поверхность 1, контактируя с зубом 6 качалки 5, поворачивает качалку 5, зуб 7 выходит из прорези 8 в дугообразный паз 9 и освобождает привод управления рулем 2. При повороте аэродинамическая поверхность ограничена длиной дугообразного паза 9.

Предложенное техническое решение позволяет реализовать конструкцию раскрываемого руля ракеты с тонким внешним обводом, эффективно фиксирующегося от поворота в сложенном положении, используя при этом минимально возможный зазор между внутренним обводом ТПС и корпусом ракеты.