Устройство стабилизации ракеты

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к устройствам стабилизации ракеты. Содержит пару кинематически связанных между собой при помощи установленных на корпусе ракеты тяг и механизм управления аэродинамического и газового рулей. Последний содержит основание и механизм компенсации, который выполнен в виде двух пар одинаковых тяг, шарнирно соединенных между собой при помощи переходного элемента. Первая пара тяг шарнирно соединена с тягами, проведенными от аэродинамического руля, при помощи качалки, шарнирно соединенной с основанием. Вторая пара шарнирно соединена с качалкой, которая жестко соединена с газовым рулем. Длины переходного элемента и обеих качалок равны. Расстояние между качалками в начальном положении меньше суммы длин тяги из первой пары и тяги из второй пары на величину компенсируемых перемещений. При этом один конец основания жестко закреплен на корпусе ракеты в районе аэродинамического руля, а другой конец с качалкой установлен с возможностью продольного перемещения. Позволяет использовать устройства стабилизации на ракетах с большим расстоянием между аэродинамическими и газовыми рулями, уменьшить габариты и массу ракеты, снизить расходы на ее изготовление. 2 ил.

 

Предложенное изобретение относится к области ракетной техники, а более конкретно к устройствам стабилизации крылатых ракет.

Наиболее близким по набору существенных признаков является решение по патенту РФ №2315261, F42B 15/00, F42B 10/62, 2006 г., которое и было принято авторами за аналог.

Данное техническое решение представляет собой устройство стабилизации крылатой ракеты, содержащее корпус и четыре пары кинематически связанных между собой аэродинамических и газовых рулей, а также механизма управления рулями. Данная кинематическая связь позволяет этому приводу управлять аэродинамическим рулем и парой рулей устройства стабилизации, установленной в одной с ним плоскости. При этом тяги от привода, прокладываемые по наружной поверхности корпуса ракеты, могут быть выполнены в виде тросов или металлических лент, почти не выступающих за обводы ее фюзеляжа, которые заканчиваются кинематической системой управления рулями, состоящей из качалки-шестерни, промежуточной шестерни и качалки газового руля.

К недостаткам данного устройства следует отнести то, что данное устройство может быть применено в конструкциях с малым расстоянием между аэродинамическим и газовым рулями. Изменение длины корпуса ракеты во время ее работы под воздействием температуры и давления газов горения топлива внутри стартовой ступени может привести к увеличению напряжений в сечениях тросов или металлических лент, что в свою очередь требует увеличения этого сечения и, следовательно, массы.

Также, с учетом различия между габаритами корпуса изделия и деталей механизма управления рулями, выполненных, как правило, из различных материалов или сплавов с различными коэффициентами температурного расширения, воздействие повышенных или пониженных температур может привести к увеличению углового люфта в зубчатой передаче, вплоть до разрыва передачи или ее заклиниванию вследствие исчезновения бокового зазора в передаче.

В дополнение, кинематическая система механизма, содержащая зубчатые передачи, имеет сложные по исполнению детали, которые требуют специального оборудования для их изготовления и контроля после изготовления.

Целью предлагаемого изобретения является устранение указанных недостатков.

Указанная цель достигается тем, что устройство стабилизации ракеты содержит пару кинематически связанных между собой при помощи установленных на корпусе ракеты тяг и механизма управления аэродинамического и газового рулей. Механизм управления содержит основание и механизм компенсации, который выполнен в виде двух пар одинаковых тяг, шарнирно соединенных между собой при помощи переходного элемента. Первая пара тяг шарнирно соединена с тягами, проведенными от аэродинамического руля, при помощи качалки, шарнирно соединенной с основанием, а вторая пара шарнирно соединена с качалкой, которая жестко соединена с газовым рулем. Длины переходного элемента и обеих качалок равны, а расстояние между качалками в начальном положении меньше суммы длин тяги из первой пары и тяги из второй пары, на величину компенсируемых перемещений. При этом один конец основания жестко закреплен на корпусе ракеты в районе аэродинамического руля, а другой конец с качалкой установлен с возможностью продольного перемещения.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1, 2 изображены общий вид ЛА и вид справа.

На фиг. 1-2 указаны позиции в следующем порядке:

1 - аэродинамический руль;

2 - механизм компенсации;

3 - корпус ракеты;

4 - газовый руль;

5 - качалка;

6 - переходной элемент;

7 - тяга;

8 - тяга;

9 - качалка;

10 - тяга;

11 - основание;

12 - ось.

Устройство стабилизации ракеты состоит из аэродинамического (1) и газового (4) рулей, установленных на корпусе ракеты (3) в одной плоскости и связанных между собой тягами (10) и механизмом управления, состоящим из основания (11) и механизма компенсации (2). Основание (11) жестко закреплено на корпусе ракеты (3) рядом с аэродинамическим рулем (1) и проходит вдоль корпуса ракеты (3) к ее задней части, где основание (11) установлено с возможностью продольного перемещения. Основание (11) содержит ось (12), на которой шарнирно установлена качалка (9), к которой подходят тяги (10) от аэродинамического руля (1). С другой стороны к качалке (9) подходит шарнирная пара тяг (8), соединенная с переходным элементом (6), который через другую шарнирную пару тяг (7) соединен с качалкой (5), жестко установленной на газовом руле (4). Шарнирно соединенные качалка (9), переходной элемент (6) и пара тяг (8) составляют механизм шарнирного параллелограмма, а переходной элемент (6), качалка (5) и пара тяг (7) составляют второй механизм шарнирного параллелограмма. При этом расстояние (а) между качалкой (9) и качалкой (5) меньше суммы длин (b и c) тяги (7) и тяги (9) на величину компенсируемого перемещения.

Указанное устройство работает следующим образом.

В полете положение ракеты стабилизируется с помощью аэродинамических рулей (1) и газовых рулей (4) через тяги (11) и механизм компенсации (2).

Во время полета давление и температура газов горения топлива приводят к удлинению и разогреву корпуса ракеты (3), в результате чего задняя часть ракеты, с установленными на ней газовыми рулями (4), перемещается относительно подвижно установленного конца основания (11). Благодаря этому расстояние между осями крепления тяг (10) на качалке (9) и аэродинамическом руле (1) в результате удлинения корпуса ракеты не изменяется, а возникающее при этом усилие на тяги (10) не передается.

Одновременно с этим управляемость ракеты сохраняется за счет работы механизма компенсации (2). При увеличении длины корпуса ракеты (3) тяги (7 и 8) поворачиваются в шарнирных узлах с качалками (5 и 9) и переходным элементом (6), при этом расстояние (а) увеличивается на величину удлинения корпуса ракеты (3).

Предложенное техническое решение позволяет использовать устройства стабилизации на ракетах с большим расстоянием между аэродинамическим и газовым рулями, уменьшить габариты и массу ракеты, а также снизить издержки на ее изготовление. При этом положительный эффект от внедрения такого устройства в состав ракеты не сопровождается снижением его аэродинамических характеристик или эффективности управления.

Устройство стабилизации ракеты, содержащее пару кинематически связанных между собой при помощи установленных на корпусе ракеты тяг и механизм управления аэродинамического и газового рулей, отличающееся тем, что механизм управления рулями содержит основание и механизм компенсации, который выполнен в виде двух пар одинаковых тяг, шарнирно соединенных между собой при помощи переходного элемента, при этом первая пара шарнирно соединена с тягами, проведенными от аэродинамического руля, при помощи качалки, шарнирно соединенной с основанием, а вторая пара шарнирно соединена с качалкой, жестко соединенной с газовым рулем, при этом длины переходного элемента и качалок равны, а расстояние между качалками в начальном положении меньше суммы длин тяги из первой пары и тяги из второй пары, при этом один конец основания жестко закреплен на корпусе ракеты в районе аэродинамического руля, а другой конец с качалкой установлен с возможностью продольного перемещения.