Результат интеллектуальной деятельности: РАСКРЫВАЕМЫЙ РУЛЬ РАКЕТЫ

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к складываемым аэродинамическим поверхностям (крыльям, рулям, стабилизаторам) и механизмам их раскрытия, и может быть использовано в конструкции механизмов складываемых рулей (крыльев).

Ракеты с раскрывающимися аэродинамическими поверхностями (крыльями, рулями, стабилизаторами), широко и давно известны (патенты США №3058422, 1962 г.; №3125956, 1964 г.; №5820072, 1998 г. и др.). Наличие складываемых рулей продиктовано уменьшением габаритов при размещении ракет в транспортно-пусковых стаканах (ТПС).

Наиболее близким по набору существенных признаков является устройство, представленное патентом США №3650496, F42B 13/32, 1972 г., которое и было принято авторами за ближайший аналог.

Указанное устройство относится к рулям направления управляемых ракет. Такого рода ракеты обычно оснащены четырьмя рулями, расположенными равномерно по периметру поперечного сечения ракеты. При движении ракеты внутри ТПС рули прижаты к корпусу ракеты, после выхода из ТПС они автоматически раскрываются и занимают рабочее положение.

Указанное устройство представляет собой руль ракеты, шарнирно установленный на корпусе ракеты и жестко фиксируемый после раскрытия. Руль переводится из сложенного положения в раскрытое положение с помощью механизма раскрытия руля. Кинематическая цепочка механизма расположена внутри корневой и складываемой частей руля и соединена с пружинным толкателем, расположенным в вале привода управления рулем.

На поверхностях руля, которыми соприкасаются складываемая часть в раскрытом положении и корневая часть, выполнены соответствующие друг другу выступы и прорези, имеющие клиновидное поперечное сечение. Данные выступы и прорези являются элементами фиксации руля в раскрытом положении.

Недостатками данного технического решения являются невозможность установки указанного устройства в корпус ракеты, имеющей малый объем для размещения вала привода управления рулем из-за значительного габаритного размера вала привода управления в связи с перемещением подпружиненного толкателя внутри вала, невозможность использования конструкции с тонким внешним обводом руля в связи с необходимостью размещения механизма раскрытия в корневой и складываемой частях, а также увеличение габаритов ТПС в связи с наличием корневой части руля, расположенной вне корпуса ракеты.

Целью предлагаемого изобретения является создание раскрываемого руля ракеты с малыми габаритами вала и узким профилем аэродинамической поверхности, работающего при больших нагрузках и эффективно фиксирующегося в раскрытом положении, размещаемого при этом в минимальном зазоре между внутренним обводом ТПС и корпусом ракеты в сложенном положении.

Для достижения указанных целей в раскрываемом руле ракеты, состоящем из вала, установленного в корпусе ракеты с возможностью поворота, аэродинамической поверхности, жестко фиксируемой в раскрытом положении и шарнирно соединенной с валом, механизма раскрытия руля, содержащего подпружиненный толкатель, соединенный с аэродинамической поверхностью кинематической цепью, механизм раскрытия руля установлен на корпусе ракеты по направлению полета ракеты перпендикулярно оси вращения руля. Механизм раскрытия руля выполнен в виде шарнирно установленной на валу качалки с прорезью, в которой установлен ролик, на ролике выполнена канавка, в которой размещен трос, один конец которого закреплен в подпружиненном толкателе, а другой конец шарнирно соединен с аэродинамической поверхностью, при этом аэродинамическая поверхность выполнена цельной. Кроме того, аэродинамическая поверхность фиксируется в раскрытом положении при помощи двух шарнирно установленных на валу подпружиненных защелок, при этом на аэродинамической поверхности выполнены зубья, контактирующие в раскрытом положении с одной стороны с валом, а с другой с защелками.

На фиг.1-4 представлена конструкция предлагаемого раскрываемого руля ракеты.

Руль содержит вал 1, один конец которого соединен с приводом управления рулем, на другом конце вала размещена аэродинамическая поверхность 2, установленная на оси 3. На валу жестко закреплен кронштейн 4, на который установлена подпружиненная качалка 5 на оси 6. В указанной качалке выполнена прорезь, в которую установлен ролик 7 на оси 8. На ролике выполнена канавка, в которой размещен трос 9, один конец которого закреплен в подпружиненном толкателе 10, другой конец соединен с аэродинамической поверхностью 2. Механизм раскрытия руля содержит корпус 11, внутри которого размещаются указанный подпружиненный толкатель 10, установленный на цилиндрических направляющих 12, пружины сжатия 13, упирающиеся одним концом в корпус механизма раскрытия руля, а другим в толкатель 10.

Для фиксации аэродинамической поверхности в раскрытом положении на ней выполнены два зуба 14, а на валу 1 установлены две подпружиненные защелки 15 на осях 16, а также выполнены упоры 17.

Раскрытие руля осуществляется следующим образом.

После подачи команды на раскрытие руля связь, удерживающая аэродинамическую поверхность 2 в сложенном положении, разрывается, и она под действием пружин 13, перемещающих толкатель 10 по направляющим 12, начинает поворачиваться вокруг оси 3, при этом качалка 5 вместе с роликом 7 поворачиваются в том же направлении вокруг оси 6, таким образом, предотвращается соскальзывание троса 9 с ролика 7. На конечном участке поворота аэродинамическая поверхность 2 зубьями 15 поворачивает подпружиненные защелки 15, а затем встает на упоры 17, при этом защелки под действием пружин кручения упираются поверхностью 18 в зубья 14. Поверхность 18 защелок 15 выполнена такой, что при взаимодействии с зубьями возникает момент, препятствующий повороту аэродинамической поверхности 2 относительно оси 3, этим обеспечивается запирание аэродинамической поверхности в раскрытом положении.

Предложенное изобретение позволяет реализовать конструкцию раскрываемого руля ракеты с малыми габаритами вала и узким профилем аэродинамической поверхности, работающего при больших нагрузках и эффективно фиксирующегося в раскрытом положении, размещаемого в сложенном положении в минимальном зазоре между внутренним обводом ТПС и корпусом ракеты.