Результат интеллектуальной деятельности: РАКЕТА

Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники.

Известно метательное устройство, содержащее подкалиберную маршевую ступень с оперением в виде лопастей, закрепленных на подвижной обойме с замком, и калиберный разгонный двигатель. Маршевая ступень перемещается относительно двигателя и лопастей, затем лопасти на ней фиксируются (Заявка WO 0075601 A1, 7 F 42 B 15/36, 15/00).

Недостаток такой конструкции - большой пассивный вес узла стыковки и фиксации крыльев, сложность конструкции, т.к. такой механизм требует подвижной части - обоймы, на которой фиксируются крылья, узлов ее фиксации, в частности замков, уплотнений и проточек в двигателе. Кроме того, сложность конструкции снижает надежность.

Ближайшим аналогом (прототипом) данного предлагаемого изобретения является двухступенчатая вращающаяся по крену ракета, содержащая разгонный двигатель с косопоставленным оперением стабилизатора, оперенную подкалиберную головную ступень и переходной обтекатель, причем оперение головной ступени установлено относительно продольной оси под углом, меньшим угла поворота перьев стабилизатора, при этом задние кромки перьев оперения головной ступени размещены в пазах, выполненных в передней части обтекателя (Патент Российской Федерации №2110755, МПК 6 F 42 B 10/14).

Устройство просто по конструкции и надежно в работе, однако имеет недостаток в ограничении длины, на которую можно вдвинуть маршевую ступень, т.к. увеличение этой длины может быть только при перемещении крыльев к носовой части ракеты, что приведет к ухудшению показателей центровочных и аэродинамических характеристик.

Задачей данного предлагаемого изобретения является повышение тактико-технических характеристик ракеты за счет уменьшения габаритов по длине стартовой ступени.

Для решения поставленной задачи в ракете, содержащей подкалиберную маршевую ступень с лопастями оперения, закрепленными на ее корпусе, и отделяемый двигатель, телескопически соединенный с кормовой частью корпуса маршевой ступени, на задних частях лопастей оперения у бортовой хорды шарнирно закреплены закрылки, снабженные продольными пазами, охватывающими задние кромки лопастей оперения, при этом передняя часть двигателя снабжена опорными поверхностями, выполненными с возможностью взаимодействия с расположенными параллельно задним кромкам лопастей оперения опорными поверхностями закрылков. За счет использования закрылков можно уменьшить габариты по длине стартовой ступени или увеличить полезную нагрузку в существующих габаритах. За счет вдвинутой маршевой ступени в двигатель на большее расстояние увеличивается жесткость стартовой ступени.

Предлагаемое изобретение поясняется графическими материалами. На фигурах изображено:

Фиг.1 - ракета;

Фиг.2- увеличенный местный вид стартовой ступени в разрезе;

Фиг.3 - закрылок;

Фиг.4 - закрылок в разрезе;

Фиг.5 - маршевая ступень после разделения.

Ракета состоит из:

1 - маршевая ступень, 2 - двигатель, 3 - опорная поверхность закрылка, 4 - закрылок, 5 - задняя часть лопастей оперения, 6 - продольный паз закрылка, 7 - опорная поверхность двигателя.

Устройство работает следующим образом.

На стартовом участке полета маршевая ступень 1 удерживается в двигателе 2. При этом опорные поверхности 3 закрылков 4, шарнирно закрепленных на задних частях лопастей оперения 5, у бортовой хорды, и обхватывающих их продольными пазами 6, взаимодействуют с опорными поверхностями двигателя 7. После разделения ступеней закрылки под воздействием набегающего потока воздуха поворачиваются до упора в корпус маршевой ступени, увеличивая площадь оперения и тем самым обеспечивая дополнительную подъемную силу оперения.

Таким образом, предлагаемое изобретение позволяет:

- уменьшить габариты по длине стартовой ступени на расстояние Х (Фиг.5) или увеличить полезную нагрузку в существующих габаритах;

- увеличить жесткость стартовой ступени за счет вдвинутой маршевой ступени в двигатель на расстояние Х (Фиг.5).

Все это, в конечном итоге, позволяет повысить ТТХ ракеты.