СКЛАДНОЙ РУЛЬ УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ
MISSILE FOLDING STABILISER FIN

Изобретение относится к области оборонной техники, а именно к складывающимся рулям или стабилизаторам управляемых ракет.
Такого рода рули обычно применяются в ракетах при их размещении в транспортно-пусковых контейнерах, например в трубах пусковой установки.
Известны устройства складных рулей, поворачивающихся вокруг оси, параллельной продольной оси ракеты, представленные патентами США №2858765 от 04.11.1956 г. и №3125956 от 24.03.64 г.
Известно также устройство складывающихся рулей ракет, представленное пат. США №3650496 от 21.03.1972 г. Это устройство наиболее близко по технической сущности к предлагаемому изобретению и выбрано в качестве прототипа.
Указанное устройство включает в себя корневую и поворотные части руля, соединенные переходником, который может вращаться относительно корневой части вокруг первой оси и относительно поворотной части вокруг второй оси, а также узел управления, связанный с поворотной частью через третью ось, которая может перемещаться прямолинейно под действием узла управления. Узел управления выполнен в виде толкателя, при перемещении которого внутрь ракеты под действием пружины третья ось также перемещается и поворачивает поворотную часть руля в рабочее положение.
Указанные три оси параллельны и взаимно расположены так, что в конце процесса разворота поворотной части руля в рабочее положение поворотная часть руля подходит к корневой части практически плоскопараллельно, при этом взаимофиксируются конические выступы на поворотной части и конические прорези на корневой части руля.
Недостатком данного устройства является невысокая жесткость руля, обусловленная наличием дополнительного промежуточного элемента между корневой и поворотной частями, а также довольно развитой корневой части руля, что влечет за собой увеличение поперечных размеров ракеты при сложенных рулях.
Технической задачей изобретения является создание компактной и надежной конструкции рулей.
Техническим результатом является повышение жесткости рулей и уменьшение их поперечных габаритов в сложенном положении.
Для решения этой задачи в складном руле управляемой ракеты, содержащем закрепленную на выходном валу привода корневую часть руля, поворотную часть руля с коническими выступами и механизм раскрытия руля, содержащий подпружиненный толкатель, расположенный в выходном валу привода руля, поворотная часть руля установлена на двух полуосях, размещенных в корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него, и в ней выполнена глухая прорезь вдоль оси выходного вала привода, а толкатель установлен с возможностью его перемещения под действием пружины наружу вдоль оси вала привода, при этом на наружном торце толкателя выполнен конусный паз, ориентированный вдоль продольной оси ракеты, и установлена пластина, расположенная поперек указанного конусного паза, взаимодействующая с поверхностью прорези в поворотной части руля.
Кроме того, торец пластины толкателя и взаимодействующая с ней поверхность прорези в поворотной части руля выполнены профилированными с возможностью дополнительного продвижения толкателя после полного разворота поворотной части руля и последующего заклинивания конических выступов последней в конусном пазу толкателя, а поворотная часть руля, входящая в конусный паз толкателя, выполнена в виде усеченного конуса с углом конусности, не превышающим угол конусности вышеуказанного паза.
На Фиг.1, 2 представлен общий вид поворотного руля с механизмом его раскрытия (в сложенном положении, вид спереди, и вид сбоку в рабочем положении соответственно).
Руль состоит из корневой части 1 и поворотной части 2, закрепленной на корневой части на полуосях 3. Корневая часть 1, выполненная в виде двух кронштейнов с отверстиями для указанных полуосей, жестко закреплена на выходном валу 4 привода блока управления рулями (не показан). Механизм раскрытия руля содержит толкатель 5, расположенный внутри выходного вала 4 привода блока управления рулями. В толкателе установлена пружина сжатия 6, опирающаяся одним концом на корпус толкателя, а вторым на буртик выходного вала указанного привода.
Толкатель выполнен в виде полого цилиндра с направляющими поясками и головной частью, которая на своем наружном торце снабжена конусным пазом 7, ориентированным вдоль продольной оси ракеты. В середине этого паза на наружном торце толкателя 5 поперек упомянутого паза 7 установлена выступающая вперед пластина 8 со скошенным передним краем, непосредственно взаимодействующим с поворотной частью 2 руля.
В районе оси выходного вала 4 поворотная часть 2 имеет глухую прорезь 9, в которую входит указанная пластина 8. В торце этой прорези поворотной части 2 закреплена специальная пластина 10 с профилированной поверхностью, по которой скользит передний скошенный торец пластины 8 толкателя 5 в процессе разворота руля из транспортного в рабочее положение.
Раскрытие руля осуществляется следующим образом (вариант старта ракеты из транспортно-пускового контейнера).
При выходе из контейнера поворотная часть 2 руля больше не удерживается от разворота стенками транспортно-пускового контейнера и под действием пружины сжатия 6 через пластину 8 толкателя 5 поворотная часть 2 начинает разворачиваться вокруг полуосей 3, в результате чего устанавливается в вертикальное положение. После этого толкатель 5, продолжая свое движение наружу вдоль оси вала 4, своим конусным пазом 7 заклинивает нижнюю часть поворотной части 2 руля, фиксируя, таким образом, указанную поворотную часть на корневой части руля.
При этом поворотная часть руля оказывается жестко связанной с выходным валом 4 привода руля.
Предложенный вариант, таким образом, обеспечивает надежную и жесткую фиксацию поворотной части руля в рабочем положении и характеризуется минимальными размерами корневой части, что приводит к малым поперечным размерам рулей в сложенном (транспортном) положении.