Механизм управления аэродинамическими рулями ракетных двигателей на твердом топливе

Полезная модель относится к ракетной технике и может быть использована в рулях направления управляемых ракет, в крыльях многоразовых ракетоносителях. Аэродинамический руль ракеты содержит установленную на корпусе ракеты аэродинамическую поверхность с возможностью движения вдоль корпуса и вращении вокруг своей оси.
Из уровня техники известно два патента на аэродинамические рули, это (патент RU 2569234 и RU 2289779). Где в RU 2569234 руль содержит складываемую аэродинамическую поверхность, зафиксированную в рабочем положении и шарнирно соединенную с приводом управления рулем, закрепленным в корпусе ракеты с возможностью поворота, при этом аэродинамический руль имеет тонкий внешний обвод. В корпусе ракеты установлен механизм стопорения и удерживает руль от поворота в сложенном положении. При раскрытии аэродинамической поверхности происходит расфиксация привода управления рулем, после чего происходят повороты руля.
В RU 2289779 Аэродинамический руль управляемой ракеты, устанавливаемый на оси, имеет стреловидные переднюю и заднюю кромки. Руль состоит из последовательно расположенных монопланной и выполненной в виде пространственной рамки бипланной несущих поверхностей, которые жестко связаны бортовой и концевой боковыми стойками и установлены на оси вращения, выполненной на бортовой боковой стойке и расположенной в плоскости симметрии профиля аэродинамического руля. Плоскость симметрии бипланной несущей поверхности совпадает с плоскостью симметрии профиля монопланной несущей поверхности, выполненной с углом стреловидности передней кромки величиной 55…65° и углом стреловидности задней кромки величиной 43…47°. Бипланная поверхность выполнена с углом стреловидности передних кромок, равным углу стреловидности задней кромки монопланной несущей поверхности, и углом стреловидности задних кромок величиной 5…30°. При использовании изобретения повышается эффективность аэродинамического управления ракетой в области дозвуковых и сверхзвуковых скоростей полета.
Недостатком выше перечисленных технических решений является неспособность изменения положения аэродинамического руля при изменении положения центра масс ракеты вследствие выгорания топлива, что приводит к ухудшению управляемости ракеты.
Технической задачей, на решение которой направлено заявленная полезная модель, является повышение эффективности управления ракетой.
Указанная задача решена за счет перемещения аэродинамических рулей вдоль оси корпуса, вслед за центром масс.
Положительным техническим результатом является увеличение эффективности управляющих усилий.
Полезная модель поясняется чертежом на фиг. 1, где 1 - это крестовина, 2 - обойма, 3 - механизм вращения аэродинамического руля вокруг своей оси, 4 - привод, где усилие производится с помощью движителя.
Назначение полезной модели состоит в следующем: в процессе полета, по мере выгорания топлива, центр масс ракеты перемещается, уходя из точки пересечения с осью поворотного крыла, это приводит к тому, что при выполнении маневра ракеты, появляется дополнительный момент относительно центра масс, приводящий к развороту корпуса, что для данного типа органов управления нежелательно. Для устранения этой проблемы предлагается устройство, предназначенное для перемещения поворотного крыла вслед за центром масс, вдоль оси корпуса ракеты.
Полезная модель используется следующим образом. Управляющий механизм, воздействуя на крестовину, перемещает аэродинамические рули вдоль оси корпуса ракеты. Усилие производится при помощи движителя, где энергия для работы которого берется либо от аккумуляторов, либо от электрогенератора. Также усилия можно передавать с помощью пневматической рулевой машинкой, энергия для работы которого берется от газогенератора.