RU2103651C1

RU2103651C1 - Rocket

Info

Publication number: RU2103651C1
Application number: RU95102599A
Authority: RU
Inventors: В.М. Кузнецов; А.В. Феруленков; А.П. Энтин; В.И. Зверев; В.В. Махонин
Original assignee: Конструкторское бюро приборостроения
Priority date: 1995-02-23
Filing date: 1995-02-23
Publication date: 1998-01-27
Also published as: RU95102599A

Abstract

FIELD: rocketry. SUBSTANCE: the rocket has a stabilizing device installed on the engine and made as a housing with eyes, with blades hinge-joined to them by means of coupling pins. The stabilizing device housing is made detachable in the form of a thin-walled metal cylinder with openings inclined towards the housing by the external lugs arranged at an angle to the housing longitudinal axis. Stop screws are installed in the lug holes at an angle to the blade. The blades are spring-loaded and made in the form of a base and a thin-walled spring plate fastened to each other. The blade base is made in the form of a trough-shaped cam with a tooth, and the coupling pins - in the form of cylindrical stepped cores of a variable diameter, whose end parts have a common axis of rotation; the axes of the middle parts of the cores are arranged at an angle to this axis and form eccentrics. Springs with a stop against the cam tooth of the blade base are installed from the inner side of the stabilizing device housing opposite the openings. EFFECT: improved design. 4 dwg

Description

Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники. The present invention relates to the field of rocket technology.

Известна конструкция реактивного управляемого снаряда со стабилизирующим устройством [1] , запускаемый с пусковой установки, содержащей стабилизирующее устройство, снабженное тремя или более лопастями, соединенные с помощью пальцев, расположенных на задней части снаряда. Лопасти установленные под прямым углом к пальцам, расположены в плоскостях, параллельных оси снаряда. Каждая сдвоенная лопасть с помощью навесных частей соединена с концом проушин. Кроме того, в лопастях установлены пружины, которые действуют на лопасти с силой большей сопротивления воздуха, действующего на лопасти во время полета. Пружины установлены так, что можно без съема снаряда с пусковой установки, поворачивать лопасти по направлению вперед. A known design of a guided missile with a stabilizing device [1], launched from a launcher containing a stabilizing device equipped with three or more blades, connected with fingers located on the rear of the projectile. The blades mounted at right angles to the fingers are located in planes parallel to the axis of the projectile. Each twin blade with the help of hinged parts connected to the end of the eyes. In addition, springs are installed in the blades, which act on the blades with a force of greater resistance to air acting on the blades during flight. The springs are installed so that you can rotate the blades in the forward direction without removing the projectile from the launcher.

Данная конструкция стабилизирующего устройства предназначена для управляемых противотанковых снарядов, где используются небольшие скорости полета снаряда и снаряд испытывает минимальные продольные и поперечные перегрузки, что несомненно надежно. Но применительно к зенитным управляемым ракетам такая конструкция стабилизирующего устройства со сдвоенными лопастями неприемлема, из-за сверхзвуковых скоростей и перегрузках во много раз превышающие перегрузки, действующие на сдвоенные лопасти, имеющих больший коэффициент лобового сопротивления C_x, что приводит к кинетическому нагреву лопастей и выходу их из строя, что недопустимо.This design of the stabilizing device is designed for guided anti-tank shells where small projectile speeds are used and the projectile experiences minimal longitudinal and transverse overloads, which is undoubtedly reliable. But as applied to anti-aircraft guided missiles, such a design of a stabilizing device with twin blades is unacceptable, due to supersonic speeds and overloads many times higher than the loads acting on twin blades having a higher drag coefficient C _x , which leads to kinetic heating of the blades and their exit out of order, which is unacceptable.

Известна конструкция ракеты [2] со стабилизирующим устройством запускаемая из транспортно-пускового контейнера, имеющая по крайней мере два раскрывающихся крыла при помощи соединительных пальцев шарнирно-соединенных друг с другом и через проушины с основным и с подвижным корпусом хвостового отсека ракеты. При выходе ракеты из пускового контейнера подвижный корпус перемещаясь в сторону движения ракеты раскрывает крылья стабилизатора. A known design of a rocket [2] with a stabilizing device launched from a transport and launch container, having at least two expanding wings using connecting fingers pivotally connected to each other and through eyes with a main and a movable body of the tail section of the rocket. When the rocket leaves the launch container, the mobile body moving in the direction of rocket movement opens the wings of the stabilizer.

Однако данная конструкция стабилизирующего устройства слишком громоздка, имеет относительно большой пассивный вес, сложна в изготовлении и недостаточно надежна, так как наличие небольшого перекоса подвижного корпуса приведет к заклиниванию (нераскрытию) стабилизирующего устройства, что не допустимо. However, this design of the stabilizing device is too bulky, has a relatively large passive weight, is difficult to manufacture and not reliable enough, since the presence of a slight skew of the movable housing will lead to jamming (non-opening) of the stabilizing device, which is not permissible.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности раскрытия стабилизирующего устройства до рабочего положения, за счет выполнения пружиной лопасти и использования набегающего потока воздуха, а так же обеспечение надежной регулировки каждой лопасти под рабочим углом. Указанная цель достигается тем, что в ракете с установленным на задней части двигателя стабилизирующим устройством состоящим из лопастей, соединенных шарнирно через проушины с корпусом стабилизирующего устройства соединительными пальцами, корпус стабилизирующего устройства выполнен разъемным в виде тонкостенного металлического цилиндра с окнами, наклонными приливами с резьбовыми отверстиями и проушинами, расположенными под углом к оси ракеты, при этом в отверстиях наклонных приливов под углом к лопасти установлены упорные винты, а лопасти выполнены пружинными и состоят из скрепленных между собой основания и тонкостенной пружиной пластины лопасти, причем основание лопасти выполнено в виде корытообразного кулачка с зубом, а соединительные пальцы - в виде цилиндрических, ступенчатых, по нисходящей переменного диаметра с центральным эксцентриком стержней, при этом с внутренней стороны корпуса стабилизирующего устройства напротив окна, под каждой лопастью установлены и закреплены к корпусу пластинчатые пружины с упором в зуб кулачка основания лопасти, при этом соединительные пальцы стабилизирующего устройства выполнены с головкой под ключ и застопорены в проушине корпуса накидным замком, в виде пустотелого цилиндра с радиальным приливом, расположенным в радиальном пазу проушины корпуса стабилизирующего устройства. The objective of the invention is to increase the reliability of the disclosure of the stabilizing device to the operating position, due to the spring of the blade and the use of the incoming air flow, as well as ensuring reliable adjustment of each blade at a working angle. This goal is achieved by the fact that in a rocket with a stabilizing device installed on the rear of the engine consisting of blades pivotally connected through the eyes to the stabilizer housing by connecting fingers, the stabilizer housing is detachable in the form of a thin-walled metal cylinder with windows, inclined tides with threaded holes and with eyes located at an angle to the axis of the rocket, while in the holes of inclined tides at an angle to the blades installed stop screws, and the blades are spring-loaded and consist of a blade plate fastened together and a thin-walled spring; the blade base is made in the form of a trough-shaped cam with a tooth, and the connecting fingers are cylindrical, stepped, in a descending variable diameter with a central eccentric rod, with the sides of the housing of the stabilizing device opposite the window, under each blade, leaf springs are installed and fixed to the housing with an emphasis in the tooth of the cam of the base of the blade, while The impressive fingers of the stabilizing device are made with a turnkey head and are locked in the eye of the housing with a combination lock in the form of a hollow cylinder with a radial tide located in the radial groove of the eye of the housing of the stabilizing device.

Сущность предполагаемого изобретения заключается в том, что данное техническое решение обеспечивает надежное раскрытие лопастей стабилизатора, за счет использования пружинных свойств лопастей и набегающего потока воздуха, а также позволяет устанавливать каждую лопасть стабилизирующего устройства под рабочим углом к продольной оси ракеты, за счет их точной регулировки эксцентриковыми пальцами шарнира. The essence of the alleged invention lies in the fact that this technical solution provides reliable disclosure of the stabilizer blades, due to the use of the spring properties of the blades and the incoming air flow, and also allows each stabilizer blade to be installed at a working angle to the longitudinal axis of the rocket, due to their precise adjustment by eccentric hinge fingers.

На фиг. 1-4 приведена предлагаемая конструкция ракеты со стабилизирующим устройством, где: 1 ракета; 2 стабилизирующее устройство; 3 пружинная лопасть; 4 разъемный корпус стабилизирующего устройства; 5 наклонные приливы с резьбовыми отверстиями; 6 окна под основание лопасти; 7 проушины; 8 винт регулировочный, упорный; 9 основание лопасти; 10 пружинная пластина лопасти; 11 зуб кулачка основания лопасти; 12 соединительные эксцентриковые пальцы; 13 винты крепления; 14 стопорящие пластинчатые пружины; 15 накидной замок. In FIG. 1-4 shows the proposed design of the rocket with a stabilizing device, where: 1 rocket; 2 stabilizing device; 3 spring blade; 4 split housing of the stabilizing device; 5 inclined tides with threaded holes; 6 windows under the base of the blade; 7 eyes; 8 screw adjusting, persistent; 9 base of the blade; 10 spring plate of the blade; 11 tooth of the cam of the base of the blade; 12 connecting eccentric fingers; 13 screws of fastening; 14 locking leaf springs; 15 cap lock.

Сборка, назначение и принцип работы стабилизирующего устройства в составе ракеты осуществляется следующим образом: на цилиндрический разъемный корпус стабилизирующего устройства 4 с наклонными приливами 5 и резьбовыми отверстиями и проушинам 7 устанавливают четыре пружинные лопасти 3 основаниями 9 в проушины 7, шарнирно закрепляя соединительными эксцентриковыми пальцами 12. Изнутри под окнами 6 стабилизирующего устройства устанавливают на винтах 13 стопорящие пластинчатые пружины 14 до упора в зуб 11 основания кулачка лопасти. Поворачивая палец за головку выставляют каждую лопасть под рабочим углом к продольной оси ракеты. В резьбовые отверстия наклонных приливов устанавливают регулировочные винты 8, вращая их выставляют опорную поверхность каждой лопасти. Проведя нивелировку лопастей соединительные эксцентриковые пальцы стопорят накидным замком 15, установленным на каждую головку пальца, в паз проушины 7, который закернивают в нескольких точках. Готовое стабилизирующее устройство, разжимая, устанавливают на заднюю часть двигателя ракеты на специальные посадочные места и закрепляют. Складывание лопастей производят по часовой стрелке отжатием в радиальном направлении стопорящих пружин 14 через специальные окна 6 в корпусе 4, с проверкой раскрытия и стопорения лопастей. После проверки ракету устанавливают в транспортно-пусковой контейнер. The assembly, purpose and principle of operation of the stabilizing device as part of the rocket is as follows: four spring blades 3 with bases 9 in the eyes 7 are mounted on the cylindrical detachable body of the stabilizing device 4 with inclined tides 5 and threaded holes and eyes 7, pivotally fastened with connecting eccentric fingers 12. From the inside, under the windows 6 of the stabilizing device, locking plate springs 14 are mounted on the screws 13 until they stop in the tooth 11 of the base of the cam of the blade. Turning a finger behind the head, each blade is exposed at a working angle to the longitudinal axis of the rocket. Adjusting screws 8 are installed in the threaded holes of the inclined tides, rotating them expose the supporting surface of each blade. Having leveled the blades, the connecting eccentric fingers are secured with a combination lock 15 mounted on each finger head into the groove of the eye 7, which is closed at several points. The finished stabilizing device, unclenching, is installed on the rear of the rocket engine in special seats and fixed. Folding the blades is done clockwise by pressing in the radial direction of the locking springs 14 through special windows 6 in the housing 4, with the opening and locking of the blades checked. After checking the rocket is installed in the transport and launch container.

При запуске и выходе ракеты из контейнера, свернутые по часовой стрелке и установленные под углом к оси ракеты, лопасти стабилизирующего устройства распрямляются за счет энергии пружинного крыла, давая толкающий импульс крылу и подхватываемые набегающим потоком воздуха, надежно фиксируются стопорами в рабочем положении, стабилизируя при этом ракету на активном участке полета. When launching and leaving the rocket from the container, clockwise folded and installed at an angle to the axis of the rocket, the blades of the stabilizing device are straightened by the energy of the spring wing, giving a pushing impulse to the wing and picked up by the incoming air flow, are securely fixed by stoppers in the working position, while stabilizing rocket in the active phase of the flight.

При условии установки лопастей вдоль оси ракеты и выполнения не пружинными приведет к неракрытию лопастей стабилизирующего устройства и падению ракеты, что недопустимо. Provided that the blades are installed along the axis of the rocket and are not spring loaded, it will result in the blades not stabilizing and the rocket falling, which is unacceptable.

Для обеспечения технологичности изготовления и снижения веса стабилизирующего устройства его лопасти выполнены сборными. To ensure manufacturability and reduce the weight of the stabilizing device, its blades are made prefabricated.

Для обеспечения регулировки каждой лопасти стабилизирующего устройства под рабочим углом соединительные пальцы шарнирного соединения выполнены в виде цилиндрических, ступенчатых, по нисходящей переменного диаметра с центральным эксцентриком стержней с головкой под ключ, т.е. состоящих из трех участков, крайние из которых имеют общую ось, а средний цилиндрический участок выполнен с осью симметрии, делящей его пополам под углом к оси крайних участков, образуя при этом эксцентрик. Поворачивая ключом за головку пальцы производят настройку каждой лопасти, при этом лопасть имеет некоторое угловое перемещение. При условии изготовления соединительных пальцев в виде оси одного диаметра, регулировка лопасти невозможна, что создает определенные трудности из-за высокой точности изготовления, приводя к многочисленному браку и как следствие к удорожанию изделия. Неправильная установка рабочих углов лопастей приведет к дестабилизации изделия, что недопустимо. To ensure the adjustment of each blade of the stabilizing device at a working angle, the connecting fingers of the swivel are made in the form of cylindrical, stepped, in a descending variable diameter with a central eccentric of the rods with a turnkey head, i.e. consisting of three sections, the extreme of which have a common axis, and the middle cylindrical section is made with an axis of symmetry, dividing it in half at an angle to the axis of the extreme sections, forming an eccentric. Turning the key over the head, the fingers adjust each blade, while the blade has some angular movement. Under the condition of manufacturing connecting fingers in the form of an axis of one diameter, adjustment of the blade is not possible, which creates certain difficulties due to the high precision of manufacturing, leading to numerous defects and, as a result, to an increase in the cost of the product. Incorrect installation of the working angles of the blades will lead to destabilization of the product, which is unacceptable.

Claims

A rocket containing a stabilizing device mounted on the rear of the engine in the form of a housing with eyes, to which blades are pivotally attached with connecting fingers, characterized in that the housing of the stabilizing device is detachable in the form of a thin-walled metal cylinder with windows inclined with external threaded tides to the housing with threaded holes and eyes located at an angle to the longitudinal axis of the body, in the holes of inclined tides at an angle to the blades installed stop screws, blades in are spring loaded in the form of a base and a thin-walled spring plate fastened together, the base of the blade is made in the form of a trough-shaped cam with a tooth, and the connecting fingers are in the form of cylindrical stepped rods of variable diameter, the end parts of which have a common axis of rotation, while the axes of the middle parts of the rods are located under eccentrics form an angle to this axis, and springs with an emphasis on the tooth of the cam are installed on the inside of the housing of the stabilizing device opposite the windows under each cavity oia blades.