СТАБИЛИЗАТОР УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ
GUIDED MISSILE FIN

Предлагаемое изобретение относится к оборонной технике, в частности к конструкции малогабаритных управляемых ракет, выстреливаемых из трубчатой направляющей (контейнера), и может быть использовано в конструкциях с различными аэродинамическими схемами.
Известен стабилизатор управляемой ракеты, запускаемой из трубчатой направляющей (контейнера) (патент №3103886 USA, от 17.09.1963 г.), принятый за прототип, содержащий складывающиеся по поверхности корпуса ракеты полые лопасти, выполненные из криволинейно изогнутых упругих пластин, соединенных прямолинейными кромками и образующих жесткую полую конструкцию в раскрытом виде.
Недостатком известного стабилизатора является то, что за счет соединения изогнутых криволинейно симметричных пластин стабилизатора по прямолинейным боковым кромкам образуется сложная, двойной кривизны, форма его поверхности. При складывании такого стабилизатора у концевых кромок пластин образуются неровности (складки), которые приводят к увеличению напряжений в пластинах. Это приводит к снижению прочностных характеристик стабилизатора. Для складывания такого стабилизатора требуются значительные усилия. При этом стабилизатор оказывает сильное давление на стенки контейнера, что приводит к увеличению начальных возмущений при выходе ракеты из контейнера. Это приводит к сильным колебаниям ракеты на начальном участке полета. Такие колебания могут привести к выходу ракеты из поля управления с дальнейшим ее падением или промаху по цели. Это сильно понижает эффективность боевого применения ракеты и комплекса.
Задачей предлагаемого изобретения является снижение напряжений в криволинейно изогнутых пластинах при складывании стабилизатора, что обеспечивает уменьшение давления стабилизатора на стенки контейнера и соответственно снижение колебаний ракеты на начальном участке полета, с обеспечением работоспособности, надежности и максимальной простоты конструкции.
Решение поставленной задачи осуществляется за счет того, что в стабилизаторе управляемой ракеты, запускаемой из трубчатой направляющей, содержащей складывающиеся по поверхности корпуса ракеты полые лопасти, выполненные из упругих пластин, соединенных кромками, упругие пластины лопасти изогнуты в виде сегмента цилиндрической поверхности, площадь которого определяется по формуле:
,
где а - размах консоли, мм;
b - половина длины нижней кромки, мм;
а скрепленные кромки пластин выполнены криволинейными соответственно сегменту цилиндрической поверхности.
Благодаря тому, что упругие пластины лопасти изогнуты в виде сегмента цилиндрической поверхности, площадь которого определяется по формуле:
,
плоскость стабилизатора представляет собой поверхность с одинарной кривизной, которая сохраняется при соединении пластин между собой, при складывании лопастей на концах пластин не возникает неровностей (складок) и лопасти стабилизатора более точно огибают корпус ракеты и оказывают меньшее давление на стенки контейнера. Также за счет такой формы улучшаются прочностные характеристики стабилизатора. Такая цилиндрическая форма невозможна при прямолинейных боковых кромках пластин, как в прототипе, и для того, чтобы обеспечить такую цилиндрическую поверхность на стабилизаторе из двух скрепленных пластин, необходимо иметь соответствующую криволинейную кромку пластин. Для круговой цилиндрической поверхности эта кромка должна быть выполнена эллиптической.
Иллюстрации, поясняющие принцип действия предлагаемого технического решения, приведены на фиг.1-8.
На фиг.1, 2, 3, 4 изображена управляемая ракета со стабилизатором предложенной конструкции в полете и в контейнере, где 1 - корпус управляемой ракеты, 2 - лопасть стабилизатора, 3 - стенка контейнера. Предлагаемый стабилизатор расположен в хвостовой, обниженной части ракеты и представляет из себя гибкие лопасти, закрепленные на цилиндрическом корпусе стабилизатора, который в свою очередь закреплен на корпусе ракеты. Эти лопасти складываются по поверхности корпуса ракеты и огибают его. В процессе складывания лопастей стабилизатора изогнутые упругие пластины под действием внешнего усилия сжимаются в направлении друг друга, в результате чего уменьшается жесткость конструкции и образуется упругая поверхность, которая под воздействием внешнего усилия прижимается к корпусу ракеты, повторяя его форму (огибая его), и удерживается в таком положении стенками контейнера. Данная конструкция работает следующим образом. При нахождении ракеты в контейнере лопасти стабилизатора, сложенные вокруг корпуса, удерживаются стенкой контейнера. При выходе из контейнера лопасти раскрываются и фиксируются на корпусе, создавая подъемную силу при полете.
На фиг.5, 6, 7 изображена лопасть предлагаемого стабилизатора, состоящая из 2-х скрепленных пластин, изогнутых в виде сегмента цилиндрической поверхности (4), имеющих криволинейную кромку (5), у которых а - размах консоли, b - половина длины нижней кромки. На фиг.8 показана цилиндрически изогнутая пластина с криволинейной эллиптической кромкой. Соответствующая форма кромки, по которой скрепляются две упругие пластины, получается при сечении поверхности кругового цилиндра (С) плоскостью (D). При складывании по поверхности корпуса ракеты на предлагаемой лопасти стабилизатора не образуется неровностей (складок) поскольку она имеет форму поверхности с одинарной кривизной. Лопасть при складывании деформируется равномерно по всей длине. Лопасть полого огибает корпус ракеты. За счет снижения напряжения в пластинах требуется гораздо меньше усилий на складывание стабилизатора и уменьшается давление стабилизатора на стенки контейнера.
Таким образом, применение предлагаемого технического решения в малогабаритных управляемых ракетах, выстреливаемых из трубчатой направляющей (контейнера), позволяет:
- уменьшить напряжение в лопастях стабилизатора;
- снизить начальные возмущения при старте ракеты;
- повысить точность управления ракетой и комплексом в целом.