УСТРОЙСТВО РАЗДЕЛЕНИЯ СТУПЕНЕЙ ДВУХСТУПЕНЧАТОЙ РАКЕТЫ
TWO-STAGE ROCKET SEPARATOR

Изобретение относится к области ракетной техники, а более конкретно к устройствам разъединения тяг, относящихся к разным, разделяемым между собой ступенями.
Наиболее близким по набору существенных признаков является техническое 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 авиационной крылатой ракеты, оно содержит корпус стартовой ступени, установленный с возможностью отделения на хвостовой части ракеты, кинематически связанных между собой аэродинамических и газовых рулей и механизма управления рулями, который выполнен с возможностью разделения звеньев. Кинематическая система механизма управления рулями состоит из качалки-шестерни, промежуточной шестерни, качалки газового руля.
К недостаткам данного устройства следует отнести то, что данное устройство может быть применено в конструкциях с малыми по габаритам размерами корпуса стартовой ступени. Увеличение габаритов стартовой ступени приведет к увеличению габаритов звеньев механизма управления, размеры которых могут выйти за теоретический обвод изделия, либо к увеличению количества промежуточных шестеренок, что приведет к увеличению углового люфта зубчатой передачи и, как следствие, к большому угловому расхождению аэродинамических рулей с газовыми рулями.
Также, с учетом различия между габаритами корпуса изделия и деталей механизма управления рулями, выполненных, как правило, из различных металлов или сплавов с разными 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. Также к увеличению углового люфта приводит значительное изменение габаритов стартовой ступени вследствие образования давления газов горения топлива.
Механизм установлен на корпусе стартовой ступени и хвостовой части ракеты, которые изготавливаются автономно и с применением разного технологического оборудования, что приводит к технологическим погрешностям мест установки элементов механизма и требует сложной и дорогостоящей выставки посадочных мест узлов механизма управления рулями.
Целью предлагаемого изобретения является устранение указанных недостатков.
Указанная цель достигается тем, что устройство разделения ступеней двухступенчатой ракеты представлено в виде установленного на корпусе ракеты с возможностью разъединения двух звеньев в момент разделения ступеней ракеты механизма управлением рулями. Одно звено механизма управления рулями кинематически связано с аэродинамическим рулем, который размещен на маршевой ступени ракеты, а другое звено кинематически связано с газовым рулем, который размещен на стартовой ступени. Звено, связанное с аэродинамическим рулем, содержит кронштейн с пазом, жестко закрепленный на маршевой ступени, и качалку с отверстием, шарнирно соединенную с парой соответствующих тяг, которые связаны с аэродинамическим рулем, и размещенную в пазу кронштейна. Звено, связанное с газовым рулем, содержит качалку с пальцем, шарнирно соединенную парой тяг, установленных на стартовой ступени, которые шарнирно соединены с качалкой газового руля. Данные звенья механизма управления рулями связаны при помощи пальца качалки звена газового руля, установленного в отверстии качалки аэродинамического руля.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1-3 изображен общий вид ЛА, вид сверху и сечение по отдельным элементам.
На фиг.1-3 указаны позиции в следующем порядке:
1 - корпус ракеты;
2 - маршевая ступень;
3 - стартовая ступень;
4 - аэродинамический руль;
5 - газовый руль;
6 - звено;
7 - звено;
8 - тяги маршевой ступени;
9 - тандер;
10 - механизм управления рулями;
11 - качалка;
12 - качалка;
13 - ось;
14 - кронштейн;
15 - паз;
16 - тяги стартовой ступени;
17 - отверстие;
18 - палец;
19 - качалка.
Устройство разделения тяг двухступенчатой ракеты состоит из механизма управления рулями 10, установленного на корпусе ракеты 1, содержит звено 6 и звено 7. Звено 6 кинематически связано с аэродинамическим рулем 4, а звено 7 кинематически связано с газовым рулем 5. Звено 6 содержит качалку 11 с отверстием 17, шарнирно соединенную с тягами маршевой ступени 8, ось 13 качалки 11 установлена в пазу 15, кронштейна 14, жестко закрепленного на маршевой ступени 2. Звено 7 содержит качалку 12, которая содержит палец 18, шарнирно соединенную с тягами стартовой ступени 16, которые шарнирно соединены с качалкой 19 газового руля 5. Звено 6 и звено 7 связаны при помощи пальца 18, установленного в отверстии 17.
Устройство работает следующим образом.
При передаче управляющего воздействия на аэродинамические рули 4 происходит его поворот, при этом, воздействуя на тяги маршевой ступени 8 звена 6, вызывает так же поворот качалки 11. Одновременно с ней поворачивается качалка 12, палец 18 которой входит в отверстие 17 качалки 11. Тяги стартовой ступени 16 звена 7, закрепленные на качалке 12, предают поворот качалке 19, жестко закрепленной на газовом руле 5. Для точной передачи углового поворота аэродинамического руля 4 газовому рулю 5 тяги маршевой ступени 8 натянуты с определенным усилием вращением резьбовых тандеров 9. Технологические погрешности при монтаже, температурные деформации корпусов ступеней 2 и 3, а также деформации стартовой ступени 3 компенсируются установкой и перемещением пальца 18 качалки 12 звена 7 в отверстии 17 качалки 11 звена 6.
При разделении ступеней 2 и 3 палец 18 качалки 12 выходит беспрепятственно из отверстия 17 качалки 11, разрывая тем самым связь между звеньями 6 и 7.
Предложенное техническое решение позволяет реализовать конструкцию устройства разделения ступеней двухступенчатой ракеты с возможностью разъединения звеньев механизма управления рулями, а также компенсации технологических погрешностей при монтаже, температурные перемещения корпусов ступеней при эксплуатации и изменение габаритов вследствие образования давления газов горения топлива.