Результат интеллектуальной деятельности: Стабилизатор управляемой ракеты

Предлагаемое изобретение относится к области вооружения, в частности к конструкции малогабаритных управляемых ракет, выстреливаемых из трубчатой направляющей (контейнера), и может быть использовано в конструкциях с различными аэродинамическими схемами.

Известен стабилизатор управляемой ракеты, запускаемой из трубчатой направляющей (контейнера) (патент USA №3103886 от 17.09.1963 г.), принятый за аналог, содержащий складывающиеся по поверхности корпуса ракеты полые лопасти, выполненные из криволинейно изогнутых упругих пластин, соединенных прямолинейными кромками и образующих жесткую полую конструкцию в раскрытом виде.

Известен стабилизатор управляемой ракеты, запускаемой из трубчатой направляющей (контейнера) (патент RU 2396508 С1), принятый за прототип, содержащий складывающиеся по поверхности корпуса ракеты полые лопасти, выполненные из упругих пластин, соединенных кромками, упругие пластины лопасти изогнуты в виде сегмента цилиндрической поверхности, а скрепленные кромки пластин выполнены криволинейными соответственно сегменту цилиндрической поверхности.

Недостатком аналога является то, что в данной конструкции при нахождении ракеты в трубчатой направляющей (контейнере) острые кромки лопастей стабилизатора непосредственно контактируют со стенками контейнера.

В прототипе, по сравнению с аналогом, лопасти стабилизатора выполнены в форме поверхности с одинарной кривизной в виде фрагмента цилиндрической поверхности из упругих криволинейно-изогнутых пластин со скрепленной криволинейной кромкой. Благодаря поверхности с одинарной кривизной, которая сохраняется при соединении пластин между собой, при складывании лопастей на концах пластин не возникает неровностей (складок) и лопасти стабилизатора более точно огибают корпус ракеты и оказывают меньшее давление на стенки контейнера по сравнению с аналогом, что позволяет снизить начальные возмущения за счет снижения давления лопастей на стенки контейнера. Однако конструкция прототипа, как и аналога, не исключает контакт острых кромок лопастей стабилизатора со стенками трубчатой направляющей. Вследствие чего, при выстреле, во время движения ракеты по контейнеру острые кромки стабилизаторов могут врезаться в его стенки и создавать дополнительные усилия, препятствующие выходу изделия из направляющей, что может привести к увеличению начальных возмущений ракеты. Наличие начальных возмущений приводит к сильным колебаниям ракеты на начальном участке полета. Такие колебания могут привести к выходу ракеты из поля управления с дальнейшим ее падением или промаху по цели, что понижает эффективность боевого применения ракеты и комплекса.

Кроме того, в процессе установки ракеты в контейнер, а также при перемещении ракеты в контейнере (за счет зазоров) при ее транспортировании острые кромки стабилизатора могут повредить внутренние стенки контейнера, что может привести к снижению его прочности, а следовательно, к снижению надежности и безопасности изделия в целом.

Задачей предлагаемого изобретения является исключение контакта кромок лопастей стабилизатора со стенкой трубчатой направляющей (контейнера).

Техническим результатом предлагаемого изобретения является повышение надежности и безопасности управляемой ракеты за счет уменьшения колебаний ракеты на начальном участке и исключения повреждения внутренних стенок контейнера при ее сборке и эксплуатации.

Решение поставленной задачи осуществляется за счет того, что в стабилизаторе управляемой ракеты, запускаемой из трубчатой направляющей, содержащей складывающиеся по поверхности корпуса ракеты полые лопасти, выполненные из упругих пластин, соединенных между собой криволинейными кромками, на концах лопастей выполнены (отштампованы) выступы в виде цилиндрических поверхностей, контактирующих во время нахождения ракеты в трубчатой направляющей с ее стенками, причем торцевые поверхности выступов выполнены скругленными, а участок лопасти от выступа до конца лопасти отогнут относительно ее продольной плоскости в направлении складывания.

Так как кромки лопасти выполнены криволинейными, цилиндрические поверхности выступов выполнены на расстоянии от конца лопасти на ее хорде, имеющей длину? достаточную для размещения выступа. Чтобы исключить контакт конца лопасти со стенкой трубчатой направляющей, концевой участок лопасти в свободном состоянии за цилиндрическим выступом выполняется отогнутым на угол 25…30 градусов в направлении складывания лопасти.

Отгибка кромок на концах лопастей стабилизатора на угол 25…30 градусов позволяет исключить их контакт со стенкой контейнера при вращении ракеты, а наличие цилиндрического выступа со скругленными торцевыми поверхностями исключает контакт кромок со стенкой контейнера при продольных (осевых) перемещениях ракеты.

Для получения минимальных возможных габаритов выступа при сохранении эффективности технического решения, радиус цилиндрической поверхности выступа выбирается равным 2…8 толщинам пластины лопасти, высота проштамповки от 0,3 до 1 радиуса цилиндрической поверхности выступа, а длина проштамповки, включая торцевые скругления, не менее 0,3 длины хорды лопасти, проходящей через середину выступа.

При этом небольшая длина участка отгиба кромки лопасти, составляющая незначительную часть от ее размаха, не оказывает влияния на аэродинамические характеристики ракеты и не снижает прочностных характеристик лопасти, так как изгиб проходит по месту скрепления кромок. Длина отштампованного выступа, превышающая 0,3 длины хорды лопасти, проходящей через середину выступа, позволяет максимально сократить плечо от выступа до кромок лопасти и исключить их контакт со стенкой контейнера под действием изгибающих моментов, возникающих при транспортировании и выстреле ракеты.

Предлагаемое изобретение поясняется графическим материалом (Фиг. 1, 2, 3).

На Фиг. 1, 2 изображена лопасть предлагаемого стабилизатора, состоящая из двух упругих пластин 1 и 2 толщиной δ, соединенных между собой кромками. Край лопасти отогнут на угол α? равный 25…30 градусам, а на упругой пластине 1 лопасти на длине l отштампован цилиндрический выступ 3 радиусом R со скругленными торцевыми поверхностями радиуса r.

На Фиг. 3 изображен стабилизатор управляемой ракеты, установленной в трубчатую направляющую 4. Предлагаемый стабилизатор расположен в хвостовой части ракеты и представляет собой гибкие лопасти 5, закрепленные на цилиндрическом корпусе стабилизатора.

Данная конструкция работает следующим образом. Перед установкой ракеты в контейнер лопасти складываются. В процессе складывания лопастей стабилизатора изогнутые упругие пластины под действием внешнего усилия сжимаются в направлении друг друга, в результате чего уменьшается жесткость конструкции и образуется упругая поверхность, которая под воздействием внешнего усилия прижимается к корпусу ракеты, повторяя его форму (огибая его), и удерживается в таком положении стенками контейнера. Лопасти 5 контактируют со стенкой контейнера 4 цилиндрическими выступами 3, благодаря которым, а также отгибке краев лопастей на угол 25…30 градусов, исключается контакт кромок 6 лопастей со стенкой контейнера. При транспортировании ракеты под воздействием перегрузок может происходить ее перемещение (за счет имеющихся зазоров механизма удержания) по контейнеру в осевом направлении и по крену. Но из-за отсутствия контакта кромок стабилизатора с трубчатой направляющей при данных перемещениях повреждения контейнера не происходит. При установке ракеты в контейнер и ее движению по контейнеру во время выстрела контакт лопастей стабилизатора с трубчатой направляющей проходит по выступам 3, которые не имеют острых кромок и не врезаются в стенки контейнера, обеспечивая минимальное сопротивление и исключая возмущения ракеты на начальном участке полета из-за повышенных сил трения лопастей стабилизатора по контейнеру.

Таким образом, предлагаемое изобретение позволяет повысить надежность и безопасность управляемой ракеты за счет уменьшения колебаний ракеты на начальном участке и исключения повреждения внутренних стенок контейнера при ее сборке и эксплуатации вследствие исключения контакта кромок стабилизатора с трубчатой направляющей.