МЕХАНИЗМ РАСКРЫТИЯ СТАБИЛИЗАТОРА РАКЕТЫ

Полезная модель относится к области оборонной техники, а именно, к ракетам с поворотными стабилизаторами, сложенными в начальном (стартовом) положении, ось разворота поворотной части которых параллельна продольной оси ракеты. Такого рода стабилизаторы обычно применяются в ракетах при их размещении на направляющих или в транспортно-пусковых контейнерах.
Известен механизм раскрытия стабилизатора (см. пат. США №4778127 от 18.10.1988 г.), состоящего из корневой и поворотной частей, включающий расположенные последовательно вдоль корневой части стабилизатора начальную, центральную и поворотные части, причем в начальной части размещен пиромеханизм, удерживающий поворотную часть стабилизатора в сложенном положении, в центральной части размещен поршень, перемещающийся под действием газов пиромеханизма и разворачивающий поворотную часть стабилизатора в рабочее положение, а в конечной части установлен демпфер, регулирующий скорость поворота стабилизатора.
Недостатком данного устройства является его большая сложность, особенно удержания поворотной части стабилизатора в рабочем положении, и необходимость в длительной отработке его параметров, в частности, его демпфера.
Более близким по технической сущности к предлагаемому изобретению является механизм разворота стабилизатора (см. пат. США №4398682 от 16.08.1983 г.), выбранный в качестве прототипа. Этот механизм состоит из
механизма для осуществления поворота подвижной части стабилизатора относительно корпуса ракеты из транспортного положения в рабочее вокруг оси, параллельной оси ракеты, и механизма для осевого перемещения подвижной части стабилизатора вдоль этой оси для осуществления последующего запирания в рабочем положении, причем первый механизм выполнен в виде лопастного гидравлического двигателя, а второй механизм выполнен в виде гидропоршня. Недостатком данного технического решения является также его большая сложность в изготовлении и ограниченные сроки хранения, связанные с изменениями в составе гидрожидкости в процессе хранения ракет.
Предлагаемое техническое решение направлено на упрощение и удешевление механизма раскрытия стабилизаторов ракет.
Для решения этой задачи в механизме раскрытия стабилизатора, состоящего из корневой и поворотной частей, включающем механизм для осуществления поворота подвижной части стабилизатора относительно корпуса ракеты из транспортного положения в рабочее вокруг оси, параллельной оси ракеты, и механизм для осевого перемещения подвижной части стабилизатора вдоль этой оси для осуществления последующей фиксации в рабочем положении, первый механизм выполнен в виде работающей на кручение цилиндрической винтовой пружины, закрепленной на корневой части стабилизатора с возможностью воздействия на его поворотную часть, а второй механизм выполнен в виде пружины сжатия, установленной на оси в корневой части стабилизатора с возможностью сдвига поворотной части последнего вдоль корпуса и входа закрепленных на поворотной части стабилизатора фиксирующих штифтов в соответствующие пазы, расположенные в корневой части стабилизатора.
На Фиг.1, 2 представлены вид стабилизатора сбоку в развернутом промежуточном положении и вид спереди соответственно. Стабилизатор состоит из поворотной части 1 и корневой части 2. Поворотная часть 1 установлена на корневой части 2, жестко закрепленной на ракете, при
помощи оси 3 и зафиксирована на этой оси с помощью стопора 4. На ось 3 одета цилиндрическая винтовая пружина 5, работающая на кручение и закрепленная на корневой части стабилизатора 2 с возможностью воздействия на поворотную часть стабилизатора 1 и обеспечивающая ее поворот на 135 град. (для данного варианта конструкции). Кроме того, на ось 3 одета пружина сжатия 6, упирающаяся одним концом на корневую часть 2 стабилизатора, а другим на втулку 7, закрепленную на оси 3 при помощи шайбы (или распорного кольца 8), и имеющей возможность вместе с осью 3 поворотной части стабилизатора перемещаться в направлении продольной оси ракеты.
Кроме того, на поворотной части 1 установлены два штифта 9, являющиеся фиксаторами ее в рабочем положении, а на корневой части стабилизатора соответственно выполнены два конусных паза 10, в которые эти фиксаторы входят при сдвиге поворотной части стабилизатора назад вдоль оси ракеты.
Устройство работает следующим образом. При сходе ракеты с пускового устройства или при выходе ее из транспортно-пускового контейнера, поворотная часть 1 стабилизатора, до того удерживаемая от разворота стенками контейнера, начинает разворачиваться вместе с осью 3 под действием предварительно закрученной пружины 5. После разворота поворотной части 1 на 135 град. последняя устанавливается в рабочее вертикальное положение (это положение изображено на Фиг.1) и штифты 9 оказываются напротив пазов 10, выполненных в корневой части стабилизатора. Далее под действием пружины 6 ось 3 с закрепленной на ней стопором 4 поворотной частью 1 начинает перемещаться назад вдоль продольной оси ракеты, и, т.о., штифты 9 заходят в конусные пазы 10 и жестко фиксируют поворотную часть 1 стабилизатора в рабочем положении.
Предложенный механизм раскрытия стабилизатора позволяет обеспечить надежный разворот стабилизатора из транспортного положения в рабочее простыми механическими средствами, а значит, снизить стоимость и вес конструкции в целом.