УСТРОЙСТВО ЗАКРУТКИ РАКЕТЫ ПО КРЕНУ
DEVICE TO SPIN MISSILE ALONG ROLL

Изобретение относится к испытательной технике и может быть использовано для стабилизации траектории полета ракет закруткой ракеты по крену и аэродинамическими стабилизаторами.
Известно устройство закрутки ракеты по крену, выполненное в виде выступов на корпусе ракеты, взаимодействующие с внутренней поверхностью направляющей. Вершины выступов имеют заостренные кромки, развернутые относительно продольной оси ракеты на угол закрутки. К образующей корпуса ракеты консольно закреплены пластинчатые пружины, раскрывающиеся после выхода из направляющей и выполняющие роль аэродинамических стабилизаторов (см. патент РФ №2246679, МПК 7 F41F 3/04, опубл. 20.02.2005, бюл. №5).
В качестве прототипа выбрано устройство закрутки ракеты по крену, используемое в ракетном комплексе залпового огня, содержащем пусковую установку с пакетом трубчатых направляющих и размещенные в направляющих ракеты, выполненное в виде внутренних винтовых пазов в трубчатых направляющих и ведущих штифтов, закрепленных на центрирующих утолщениях ракет, каждая из которых снабжена раскрывающимся после выхода из направляющей аэродинамическим стабилизатором. Ведущие штифты взаимодействуют с внутренними поверхностями винтовых пазов направляющих (см. патент РФ 2071023, МПК 6 F41F 3/00, опубл. 27.12.96).
Недостатком описанных устройств закрутки ракеты по крену является необходимость создания аэродинамических стабилизаторов со сложной формой, механизма их разворачивания и фиксации, что в значительной степени усложняет конструкцию, ведет к увеличению массы ракеты, увеличивает стоимость конструкции. Также в этих устройствах поперечные размеры аэродинамических стабилизаторов ограничены диаметром трубчатых направляющих, что существенно для, например, вертикально стартующих ракет с целью подъема полезной нагрузки на высоты до 20 км с дозвуковой скоростью и ограниченными перегрузками.
Задачей предлагаемого изобретения является создание устройства закрутки ракеты по крену без разворачивания аэродинамических стабилизаторов в процессе полета и ограничений, накладываемых поперечными размерами ракеты на поперечные размеры аэродинамических стабилизаторов.
Технический результат: упрощение конструкции ракеты, снятие ограничений на поперечные размеры аэродинамических стабилизаторов, снижение полетной массы ракеты.
Поставленная задача решается тем, что в устройстве закрутки ракеты по крену, содержащем, по крайней мере, один штифт, связанный с корпусом ракеты и взаимодействующий с, по крайней мере, одним соответствующим винтовым пазом на внутренней поверхности трубчатой направляющей, штифт выполнен на поверхности штока, размещенного в трубчатой направляющей с возможностью взаимодействия с ее внутренней поверхностью и закрепленного соосно ракете на ее заднем торце разрушаемой связью, снабженной устройством управления.
Разрушаемая связь может быть выполнена в виде разрывного болта.
От прототипа заявляемое устройство отличается тем, что штифт выполнен на поверхности штока, размещенного в трубчатой направляющей с возможностью взаимодействия с ее внутренней поверхностью и закрепленного соосно ракете на ее заднем торце разрушаемой связью, снабженной устройством управления.
Разрушаемая связь может быть выполнена в виде разрывного болта.
Выполнение штифта, взаимодействующего с соответствующим винтовым пазом на внутренней поверхности трубчатой направляющей, на поверхности цилиндрического штока, размещенного в трубчатой направляющей и закрепленного соосно ракете на ее заднем торце, позволяет обеспечить необходимую закрутку ракеты по крену на старте. При этом боковая поверхность ракеты свободна для установки аэродинамических стабилизаторов ничем не ограниченных габаритов без механизмов раскладки в полете, что позволяет выбирать оптимальную форму аэродинамических стабилизаторов в зависимости от условий полета. Это упрощает конструкцию и, соответственно, снижает полетную массу ракеты.
Размещение штока в трубчатой направляющей с возможностью его взаимодействия с ее внутренней поверхностью исключает его поперечные колебания вместе с ракетой, что способствует устойчивому движению ракеты на старте и уменьшению бокового отклонения ракеты.
Закрепление штока соосно ракете на ее заднем торце разрушаемой связью (в виде разрывного болта), снабженной устройством управления, позволяет отделить шток от ракеты в заданный момент (например, в момент выхода нижнего среза штока за верхний срез трубчатой направляющей), что также приводит к снижению полетной массы ракеты на величину массы штока.
Изобретение поясняется чертежами:
- на фиг.1 изображен общий вид ракетного комплекса;
- на фиг.2 изображен элемент расположения штифта, закрепленного на поверхности штока;
- на фиг.3 изображен элемент винтового паза трубчатой направляющей;
- на фиг.4 изображен элемент крепления штока к заднему торцу ракеты разрушаемой связью (разрывным болтом).
Устройство закрутки ракеты по крену содержит один (в данном примере) штифт 1, взаимодействующий с винтовым пазом Г на внутренней поверхности трубчатой направляющей 2, закрепленной на пусковой платформе 3. Винтовой паз Г выполнен по длине трубчатой направляющей 2, с заданным шагом. Штифт 1 выполнен на поверхности штока 4, выполненного с возможностью размещения в трубчатой направляющей 2 с возможностью взаимодействия с ее внутренней поверхностью, а штифта 1 с поверхностью винтового паза Г. Шток 4 закреплен разрушаемой связью (в виде разрывного болта 5) соосно ракете 6 на ее заднем торце. Разрушаемая связь снабжена устройством управления, состоящим из проложенного внутри штока 4 жгута 7, соединяющего разрывной болт 5 с наземным источником питания (не показан) через включатель 8, срабатывающий после выдергивания чеки 9, соединенной гибкой связью 10 определенной длины (например, равной длине штока 4) со штоком 4.
На ракете 6 жестко закреплены аэродинамические стабилизаторы 11, которые при необходимости могут быть установлены с заданным углом относительно продольной оси ракеты.
Работает устройство в следующем порядке.
При старте ракета 6 движется совместно со штоком 4. За счет взаимодействия штифта 1 с внутренней поверхностью винтового паза Г трубчатой направляющей 2 осуществляется закрутка штока 4 с ракетой 6 по крену (вокруг ее продольной оси). За счет полученной закрутки происходит осреднение эксцентриситета реактивной силы ракетного двигателя и соответствующее уменьшение бокового отклонения ракеты. За время движения штока 4 по трубчатой направляющей 2 ракета проворачивается на угол α, приобретая линейную скорость выхода V и заданную угловую скорость ω закрутки по крену.
После выхода из трубчатой направляющей 2 (или ранее, в зависимости от длины гибкой связи 10) выбирается слабина гибкой связи 10, выдергивается чека 9 и включатель 8 замыкает цепь подачи напряжения от наземного источника питания через жгут 7 на разрывной болт 5. Происходит разрыв болта 5 и шток 4 отделяется от ракеты 6.
Ракета 6, вращаясь относительно продольной оси (далее по мере увеличения скорости и аэродинамических сил скорость вращения поддерживается стабилизаторами 11), вертикально поднимается (в данном примере) на заданную высоту.
Таким образом, заявляемое устройство по сравнению с прототипом упрощает конструкцию ракеты, снимает ограничение на поперечные размеры аэродинамических стабилизаторов, снижает полетную массу ракеты.