Результат интеллектуальной деятельности: ВРАЩАЮЩИЙСЯ СТАБИЛИЗАТОР УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ

Изобретение относится к области вооружений и может быть использовано в управляемых ракетах, в том числе стабилизированных по крену.

Известно, что в управляемых ракетах выполнение стабилизатора вращающимся является техническим приемом, применяемым для уменьшения влияния кренового момента косой обдувки, создаваемого воздействием на лопасти стабилизатора, возмущенного рулями воздушного потока. При этом для обеспечения вращения стабилизатора разрабатывают оригинальные опоры качения, поскольку применение стандартных подшипников, как правило, исключено из-за неприемлемых радиальных габаритов последних.

Известны управляемые ракеты с аналогичными по конструкции вращающимися стабилизаторами (научно-популярный журнал <Техника и вооружение>, июль 2003 г., с. 5, 10), включающие корпус с закрепленными на нем складывающимися лопастями. Корпус установлен на шариковом подшипнике, размещенном в обнижении корпуса ракеты в районе критического сечения сопла двигателя.

Недостатком известных устройств являются существенные радиальные размеры подшипника, что определило его размещение в указанном выше месте. Кроме того, подшипник целесообразно размещать по линии центров давлений лопастей для оптимизации воспринимаемых подшипником нагрузок, что ограничивает возможности его компоновки.

Известен также принятый за прототип стабилизатор для управляемых снарядов (патент US 6.126.109 А, 30.01.1998), включающий корпус с установленными на нем складывающимися лопастями, который кинематически связан с корпусом ракеты опорой качения с двумя рядами шариков. Дорожки качения шариков выполнены на корпусах стабилизатора и ракеты. Стабилизатор снабжен устройством блокировки, фиксирующим его при пуске ракеты.

Радиальные размеры опоры качения в прототипе, так же как и в аналогах, ограничивают ее применение при размещении стабилизатора вне зоны критического сечения сопла двигателя, тем более при протяженной бортовой хорде лопастей стабилизатора.

К недостаткам прототипа следует отнести также необходимость выполнения прецизионных поверхностей подшипника на корпусных деталях, что ограничивает выбор материалов для корпусов, имея в виду необходимость обеспечения соизмеримой с шариками твердости выполняемых на корпусах дорожек качения для получения минимальных значений величины трения в подшипнике.

Для сборки подшипника в данном устройстве необходимо предусмотреть конструктивные элементы, обеспечивающие возможность установки шариков в закрытые канавки, что также усложняет конструкцию.

Необходимо отметить сложность выполнения блокирующего устройства с использованием пиротехнических средств, обусловленную необходимостью обеспечения расчетной задержки раскрытия лопастей стабилизатора.

Задачей предлагаемого изобретения является устранение отмеченных выше недостатков вращающегося стабилизатора, уменьшение радиальных размеров опоры качения, упрощение его конструкции.

Задача решается тем, что во вращающемся стабилизаторе, включающем корпус с установленными на нем складывающимися лопастями, кинематически связанный с корпусом ракеты опорой качения, блокирующее устройство, новым является то, что опора качения выполнена в виде двух подшипников, переднего и заднего, включающих установленные в сепараторах шарики, а также разрезные кольца из проволоки круглого сечения, установленные в углах прямоугольных канавок на корпусах ракеты и стабилизатора, при этом канавки заднего подшипника образованы расточками корпусов ракеты и стабилизатора и торцами кольцевых гаек, одна из которых выполнена с возможностью регулировки зазоров в заднем подшипнике, а передний подшипник выполнен с возможностью самоустановки корпуса стабилизатора путем введения установленного в его расточке опорного кольца.

Задача решается также тем, что блокирующее устройство выполнено в виде подпружиненного фиксатора, установленного на корпусе стабилизатора, кинематически связанного с одной из складывающихся лопастей и взаимодействующего с корпусом ракеты.

Выполнение опоры качения в виде шарикоподшипников с проволочными дорожками качения уменьшает радиальные размеры опоры качения, упрощает конструкцию стабилизатора, расширяя возможности ее компоновки. Снимаются ограничения по выбору материалов для его изготовления, исключается необходимость в обработке прецизионных поверхностей на корпусах стабилизатора и ракеты.

Наличие в подшипниках разрезных колец из проволоки круглого сечения позволяет обеспечить их хорошее прилегание к поверхностям образованных на корпусах стабилизатора и ракеты канавок, высокая прочность колец минимизирует трение в подшипнике.

Введение регулировки зазоров в заднем подшипнике позволяет обеспечить высокую точность подшипника при относительно невысоких требованиях к выполнению канавок для размещения разрезных колец. Кроме того, введение регулировки позволяет адаптировать подшипник к восприятию широкого диапазона нагрузок путем проведения при сборке обкатки с обеспечением регулировкой натяга в подшипнике и, как следствие, образования на разрезных кольцах беговых дорожек с кривизной, соответствующей кривизне шариков, что автоматически приводит к линейному контакту взаимодействующих поверхностей вместо точечного в прототипе.

Выполнение переднего подшипника с возможностью самоустановки корпуса стабилизатора путем введения опорного кольца, установленного в его расточке, компенсирует неизбежную неоднозначность его положения относительно заднего подшипника, а также перемещение корпуса стабилизатора при регулировке.

Введение сепаратора позволяет оптимизировать количество шариков в подшипнике, обеспечивая приемлемые значения момента трения и воспринимаемой нагрузки. При этом сепараторы фиксируют шарики, что с использованием несложных технологических приемов упрощает сборку стабилизатора.

Выполнение блокирующего устройства в виде подпружиненного фиксатора, кинематически связанного с одной из складывающихся лопастей и взаимодействующего с корпусом ракеты, позволяет реализовать достаточно простую схему его функционирования в зависимости от положения лопасти.

Изобретение поясняется чертежами, где на фиг. 1 показан общий вид хвостовой части ракеты с вращающимся стабилизатором, на фиг. 2 - конструкция переднего подшипника, на фиг. 3 - конструкция заднего подшипника и блокирующего устройства.

На фиг. 3 в качестве примера реализации блокирующего устройства стабилизатора представлен также фрагмент известной конструкции складывающейся на бок лопасти с использованием для раскрытия энергии рессоры, взаимодействующей с лопастью через шарнирно связанные с ней вкладыши.

Стабилизатор включает в себя цилиндрический тонкостенный корпус 1 с установленными на нем складывающимися лопастями 2. Корпус стабилизатора установлен на корпусе ракеты 3 на двух шарикоподшипниках, включающих размещенные в сепараторах 4 шарики 5. Задний подшипник включает в себя также разрезные кольца 6 и 8 из высокопрочной проволоки круглого сечения, размещенные в углах прямоугольных канавок, образованных расточками корпусов 1 и 3 и торцами кольцевых гаек 7 и 9 соответственно. Гайка 9 является регулировочной.

Передний подшипник включает в себя разрезные кольца 8 из высокопрочной проволоки круглого сечения, установленные в углах канавки, выполненной на корпусе ракеты 3, а также опорное кольцо 10, установленное в расточке корпуса стабилизатора 1 и обеспечивающее возможность его самоустановки.

Гайки 7 и 9 контрятся установочными винтами 11 и 12 соответственно. Кольцо 10 крепится радиальными винтами 13.

Блокирующее устройство выполнено в виде подпружиненного фиксатора - двуплечего рычага 14, установленного вместе с пружиной 15 в корпусе стабилизатора 1 на оси 16. Одно плечо рычага 14 обеспечивает кинематическую связь с лопастью 2 через вкладыш 17, другое взаимодействует с пазом 18, выполненным на корпусе ракеты 3.

Устройство работает следующим образом. В рабочем состоянии стабилизатор разблокирован и свободно вращается на подшипниках. При установке ракеты в пусковое устройство лопасти складываются. Шарнирно связанный с лопастью вкладыш 17 освобождает фиксатор 14, который под действием пружины 15 защелкивается в пазу 18 корпуса ракеты, блокируя вращение стабилизатора. Учитывая произвольное положение стабилизатора перед фиксацией, может потребоваться его принудительный поворот для совмещения фиксатора с пазом 18 на корпусе ракеты.

Таким образом, представленный пример реализации совокупности существенных признаков вращающегося стабилизатора управляемой ракеты подтверждает получение заявленного технического результата - уменьшение радиальных размеров опоры качения, упрощение его конструкции.