RU2583120C2

RU2583120C2 - Способ управления ракетой

Info

Publication number: RU2583120C2
Application number: RU2014119312/11A
Authority: RU
Inventors: Игорь Аркадьевич Кудрявцев; Александр Николаевич Созонов; Николай Анатольевич Дроздов; Александр Игоревич Кудрявцев
Priority date: 2014-05-13
Filing date: 2014-05-13
Publication date: 2016-05-10
Also published as: RU2014119312A

Abstract

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в управлении полётом ракеты. Изменяют направление потоконаправляющих поверхностей наклоном головной, хвостовой частей ракеты. Изобретение позволяет повысить аэродинамические качества ракеты. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к способам управления направлением полета ракеты.

Известен способ наведения управляемой ракеты (Пат. RU 2295690), заключающийся в использовании аэродинамических рулей.

Известен способ наведения телеуправляемой ракеты (Пат. RU 2297588), заключающийся в использовании раскрываемых после пуска аэродинамических рулей.

Недостатком известных способов является увеличение аэродинамического сопротивления при маневрировании ракеты.

Технический результат изобретения - повышение аэродинамических качеств ракеты.

Указанный технический результат достигается тем, что способ управления ракетой путем изменения направления потоконаправляющих поверхностей осуществляется наклоном головной, хвостовой или одновременно нескольких частей ракеты относительно корпуса.

Реализация способа поясняется рисунками, где:

на фиг. 1 изображена ракета в прямолинейном состоянии,

на фиг. 2 - с отклоненной головной частью,

на фиг. 3 - с отклоненными головной и хвостовой частями,

на фиг. 4 - кинематическая схема варианта исполнения механизма наклона частей ракеты при прямолинейном состоянии,

на фиг. 5 - кинематическая схема механизма наклона частей ракеты при наклоненном состоянии.

Способ управления ракетой реализуется в ракете, содержащей корпус 1, подвижные относительно корпуса головную 2 и хвостовую 3 части. Механизм наклона головной 2 и хвостовой 3 частей выполнен в виде кинематически связанных между собой и частями ракеты скошенных колец секций 4 и 5, содержащих собственные приводы 6 и 7 соответственно. Кроме того, головная часть 2 может содержать привод 8, обеспечивающий исключение разворота головной части 2 относительно корпуса 1. Аналогичный механизм наклона может быть установлен в хвостовой части 3.

Способ управления ракетой осуществляется следующим образом. При прямолинейном полете ракеты оси головной 2 и хвостовой 3 частей совпадают с осью корпуса 1 ракеты. Для изменения направления полета ракеты головная часть 2 или хвостовая часть 3 или одновременно наклоняются относительно корпуса 1. Наклон частей ракеты относительно корпуса 1 обеспечивается относительным поворотом вокруг оси секций 4 и 5 приводами 6 и 7. Механизм наклона обеспечивает две степени подвижности частями ракеты относительно корпуса, достаточных для управления ракетой в пространстве.

Данный способ позволит повысить скоростные характеристики и маневренность и как следствие более высокую вероятность прорыва ракеты к цели, кроме того, обеспечивает возможность снижения удельных нагрузок, что позволяет снизить массу и повысить живучесть ракеты. Способ может быть реализован как в ракетах, так и в реактивных подводных ракетах и в торпедах.

Claims

1. Способ управления ракетой путем изменения направления потоконаправляющих поверхностей, отличающийся тем, что управление осуществляется наклоном головной или хвостовой части ракеты относительно корпуса.

2. Способ управления ракетой по п. 1, отличающийся тем, что управление осуществляется наклоном одновременно нескольких частей ракеты относительно корпуса.