Рули ракеты как работают
Перейти к содержимому

Рули ракеты как работают

  • автор:

RU2045741C1 — Способ управления ракетой и устройство для его осуществления — Google Patents

Publication number RU2045741C1 RU2045741C1 RU92001916A RU92001916A RU2045741C1 RU 2045741 C1 RU2045741 C1 RU 2045741C1 RU 92001916 A RU92001916 A RU 92001916A RU 92001916 A RU92001916 A RU 92001916A RU 2045741 C1 RU2045741 C1 RU 2045741C1 Authority RU Russia Prior art keywords gas rocket steering wheel control jet Prior art date 1992-10-23 Application number RU92001916A Other languages English ( en ) Other versions RU92001916A ( ru Inventor И.И. Архангельский С.П. Белявский Е.Г. Болотов П.Д. Грушин Ю.Г. Калошин В.Я. Мизрохи В.П. Михеев В.Г. Светлов Г.А. Станевский Original Assignee Машиностроительное Конструкторское Бюро «Факел» Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.) 1992-10-23 Filing date 1992-10-23 Publication date 1995-10-10 1992-10-23 Application filed by Машиностроительное Конструкторское Бюро «Факел» filed Critical Машиностроительное Конструкторское Бюро «Факел» 1992-10-23 Priority to RU92001916A priority Critical patent/RU2045741C1/ru 1995-10-10 Application granted granted Critical 1995-10-10 Publication of RU2045741C1 publication Critical patent/RU2045741C1/ru 1996-02-27 Publication of RU92001916A publication Critical patent/RU92001916A/ru

Links

Abstract

Изобретение относится у управлению летательными аппаратами, а более конкретно к управлению с помощью реактивной силы в сочетании с аэродинамическими органами управления. Изобретение заключается в использовании для разворота ракеты на цель и одновременном управлении по крену полной величины тяги истекающей струи, действующей в ту же сторону, что и аэродинамическая сила руля. Это обеспечивает быстрый разворот ракеты на цель, уменьшая время реакции и конечный промах. Управление осуществляется комбинированным аэрореактивным устройством, содержащим источник газа 1, расположенный в корпусе 2 ракеты, аэродинамические рули 6 и газораспределители, расположенные в корпусе каждого руля 6 и отклоняемые с помощью единого привода 8. 2 с. и 4 з.п. ф-лы, 8 ил.

Description

Изобретение относится к управлению летательными аппаратами, а более конкретно, к аэрореактивному управлению с помощью реактивной силы в сочетании с аэродинамическими органами управления.

При управлении ракетой возникает необходимость быстрого разворота на цель при отсутствии аэродинамических сил или их недостаточном уровне сразу после выхода из пускового устройства или при полете ракеты на большой высоте.

Это имеет место, например, для вертикально стартующей зенитной ракеты при перехвате внезапно появляющейся цели.

Быстрота разворота ракеты на цель имеет в этом случае решающее значение в борьбе с атакующей целью для упреждающего ее поражения.

Важно также одновременно с разворотом продольной оси ракеты на цель быстро ориентировать ракету по крену в положение, определяемое условиями работы бортовых радиолокационных и радионавигационных устройств.

Известен способ управления ракетой с помощью отклонения истекающей струи маршевого двигателя.

Его недостатком является большой радиус разворота траектории ракеты из-за ее ускорения, что приводит к появлению «мертвой зоны» по дистанции вблизи обороняемого объекта, в которой цель не перехватывается.

Указанный недостаток частично устраняется в аэрореактивных системах, использующих газодинамические органы управления, срез сопла которых вынесен на боковую поверхность крыла или стабилизатора, где при помощи струй, истекающих с боковой поверхности крыла и являющихся одновременно приводом для отклонения элеронов, обеспечивается управление самолетом по крену при скоростных напорах, близких к нулю [1]
Недостатком указанного способа является необходимость специального агрегата для регулирования расхода газа, создающего управляющую силу, а также отсутствие реактивного управления по тангажу и курсу.

Известна комбинированная аэрореактивная система управления ракетой при помощи аэродинамических рулей и реактивных струй, истекающих параллельно плоскости руля через сопло, расположенное в районе задней кромки каждого из рулей [2]
Недостатком указанного способа является то, что ориентация сопла вдоль оси руля не позволяет полностью использовать энергию реактивной струи для создания управляющих ракетой сил, так как для управления используется только проекция тяги, не превышающая 25-50% от располагаемой величины реактивной силы. Это ограничение не позволяет использовать способ для управления малогабаритными ракетами, особенно при вертикальном старте, когда для обеспечения необходимого для перехвата цели малого времени реакции и радиуса разворота требуются большие управляющие реактивные силы.

Изобретение направлено на уменьшение времени реакции и радиуса разворота траектории ракеты при выходе на цель путем использования полностью всей энергии газовой струи, создающей управляющую силу, исключение специального агрегата для регулирования расхода газа, подводимого к соплам, и создание единого с рулем комбинированного аэрореактивного устройства, создающего управляющие силы по тангажу, курсу и крену при изменении скоростных напоров от нуля до максимума и в результате придания ракете способности быстро изменять направление полета и осуществлять разворот на цель минимального радиуса.

Технический результат достигается использованием способа управления ракетой, при котором разворот ее на цель осуществляется с помощью аэрореактивной системы управления, состоящей из аэродинамических рулей и газоструйного распределителя, создающего реактивную управляющую силу того же направления, что и аэродинамическая сила, и ориентированную перпендикулярно плоскости руля.

При этом суммарная величина управляющей реактивной силы изменяется пропорционально углу отклонения руля, достигая максимальной величины при отклонении его на угол около 10 о. Регулирование управляющих усилий, создаваемых аэродинамическими рулями и газоструйным распределителем, осуществляется единым приводом путем поворота рулей.

Газ из источника, находящегося в корпусе ракеты, подается по газоводу в питающие патрубки и далее через подвижные соединения между корпусом ракеты и аэродинамическими рулями, в приемные отверстия газоструйного распределителя, расположенные в корпусе аэродинамических рулей. При этом подающие и приемные отверстия смещены относительно оси вращения рулей.

На фиг.1 показана ракета в момент склонения, после вертикального старта; на фиг.2 ракета в момент управления в полете по траектории; на фиг.3 проиллюстрировано изменение величины управляющей силы от угла отклонения руля; на фиг. 4 компоновочная схема комбинированного аэрореактивного устройства; на фиг. 5 расположение руля относительно питающего газовода (случай создания нулевой управляющей силы); на фиг.6 расположение руля относительно питающего газовода (случай создания управляющей силы, заданной величины и знака); на фиг. 7 расположение руля относительно питающего газовода (случай создания максимальной управляющей силы); на фиг.8 поперечное сечение руля.

При вертикальном старте для склонения ракеты в любом направлении на угол ε1 (ε 2) от вертикали используется в основном реактивная составляющая предложенного выше способа управления ракетой.

При полете ракеты по траектории система управления определяет величину потребного угла разворота ракеты ε3.

При малых величинах скоростного напора возможность поворота ракеты на цель за счет аэродинамических органов управления составляет величину β что недостаточно для поражения цели. В этом случае применяется способ аэрореактивного управления, обеспечивающий с помощью комбинированного аэрореактивного устройства использование полной энергии реактивных струй для достижения требуемого угла склонения ε3.

Для управления аэрореактивным способом в алгоритм управления вводится зависимость величины управляющей реактивной силы R каждого сопла от угла отклонения руля δ (см.фиг.3).

Изобретение реализует разворот ракеты на цель после вертикального старта до запуска маршевого двигателя, что позволяет исключить «мертвые зоны» в дистанции перехвата. Способ позволяет применить его и на удалении от точки пуска, где аэродинамические силы обычно недостаточны для энергичного маневрирования вследствие малой скорости или большой высоты полета. Одновременно с разворотом продольной оси ракеты на цель предлагаемый способ управления осуществляет разворот ракеты по крену в положение, необходимое для функционирования бортовых радиосистем за счет дифференциального отклонения рулей.

Такой способ управления может быть осуществлен комбинированным аэрореактивным устройством новой конструкции, содержащим аэродинамические рули, источник газа с питающими газоводами и газоструйные распределители, расположенные в корпусе каждого руля и отклоняемые с помощью единого привода.

Отличие комбинированного аэрореактивного устройства, позволяющее осуществить новый способ управления, состоит в том, что два сопла, создающие реактивную тягу, расположены перпендикулярно боковой поверхности аэродинамического руля, при этом оси их двух приемных отверстий, выполненных на нижней торцовой поверхности руля и разделенных перемычкой, как и ось выходного отверстия питающего газовода, расположенного на корпусе ракеты, смещены относительно оси вращения руля, что позволяет при повороте руля за счет перераспределения площадей питающих и приемных отверстий, пропорционального углу поворота рулей, регулировать тягу и создавать суммарные управляющие аэрореактивные моменты как при симметричном, так и при дифференциальном отклонении рулей путем сложения сил от аэродинамических рулей и реактивной тяги.

Источник газа может быть выполнен либо в виде газового аккумулятора давления, либо в виде газогенератора жидкого или твердого топлива с моноимпульсным или многоимпульсным зарядами, обеспечивающими многоразовость запуска системы.

Комбинированное аэрореактивное устройство содержит источник газа 1 в корпусе ракеты 2, газовод 3, подвижную герметизирующую втулку 4, сопла газораспределителя 5, аэродинамический руль 6 с осью 7, рулевой привод 8 и защитную эрозионностойкую накладку 9.

Конструктивно система подачи газа к нулю выполнена так, что газ от источника 1 подается по газоводу 3 на внешнюю поверхность корпуса ракеты 2. Газовод оканчивается подвижной герметизирующей втулкой 4 и защитной накладкой 9. Газоструйный распределитель, установленный в корпусе руля 6, имеет два коленообразных патрубка-газовода 11, каждый из которых заканчивается своим соплом 5 (левым и правым), плоскость среза которого расположена на боковой поверхности руля. Приемные отверстия газоводов газоструйного распределителя расположены на торце нижней плоскости руля и разделены перемычкой 10.

Комбинированное аэрореактивное устройство работает следующим образом.

Газ, протекая по газоводу, прижимает (за счет перепада давления) подвижную втулку 4 к приемным отверстиям патрубков-газоводов газоструйного устройства, при этом подвижное соединение корпус-руль герметизировано втулкой 4, обтюрирующей зазор между корпусом ракеты и рулем. При нулевом положении руля газ симметрично поступает в оба приемных отверстия патрубков-газоводов газоструйного распределителя и при истечении через левое и правое сопла создает нулевую результирующую реактивную силу. Система управления, определяющая величину потребной управляющей силы и ее направление, подает команду на отклонение руля, руль отклоняется приводом 8 на требуемый угол, в результате чего положения двух приемных отверстий смещаются относительно отверстия питающего газовода и происходит соответствующее перераспределение площадей приемных отверстий газоводов газоструйного распределителя. При этом (фиг.6) газ начинает поступать в преобладающем количестве через правый газовод к левому соплу, результирующая реактивная сила, создаваемая соплами, действует в том же направлении, что и аэродинамическая сила руля.

Для защиты корпуса ракеты от воздействия газа, образующегося при утечках через подвижное соединение корпус-руль, установлена специальная эрозионностойкая накладка 9 (см. на фиг.5, 6, 7). Максимальная реактивная сила достигается при совмещении осей приемного и подводящего отверстий при углах отклонения руля около 10 о .

Claims ( 6 )

1. Способ управления ракетой, основанный на определении величины потребной реактивной силы для форсированного маневрирования ракеты после выброса ее из пускового устройства и создании реактивной силы на аэродинамических рулях требуемого уровня и направления с помощью отдельного источника газа, отличающийся тем, что после выброса ракеты из пускового устройства до запуска маршевого двигателя определяют рассогласование между требуемым и действительным положением осей ракеты по тангажу, курсу и крену, затем определяют необходимые для ликвидации установленного рассогласования углы поворота рулей и при удалении ракеты от пускового устройства или носителя на безопасное расстояние подают команду на включение отдельного источника газа и на рулевые приводы для поворота каждого руля на требуемый угол и создания перпендикулярно к боковой поверхности руля управляющей реактивной силы, направленной в ту же сторону, что и аэродинамическая сила, регулируя величину тяги струй газа, истекающих перпендикулярно к боковой поверхности руля, путем поворота рулей с одновременным перекрытием выходного отверстия питающего газовода и приемного отверстия газоструйного распределителя и обеспечивая поворот осей ракеты в требуемом направлении для ликвидации рассогласования положения осей ракеты по тангажу, курсу и крену, после обнуления рассогласования подают команду на рулевые приводы для поворота рулей в нулевое положение и прекращения управляющего воздействия реактивной силы и на запуск маршевого двигателя.

2. Устройство для управления ракетой, содержащее блок управления, отдельный источник газа с питающими газоводами, аэродинамические рули с рулевыми приводами, оснащенные газоструйными распределителями с соплами, расположенными в корпусе руля, отличающееся тем, что два сопла, создающие реактивную тягу на каждом руле, расположены перпендикулярно к боковой поверхности руля, а срезы сопл развернуты друг относительно друга на 180 o и соединены коленообразными патрубками газоструйного распределителя с приемными отверстиями, разделенными перегородкой и расположенными на нижней торцевой поверхности руля, примыкающей к корпусу ракеты, напротив выходного отверстия питающего газовода, расположенного в корпусе ракеты и соединенного с отдельными источниками газа, при этом ось выходного отверстия питающего газовода и оси приемных отверстий газоструйного распределителя смещения относительно оси вращения руля для регулирования величины реактивной силы путем поворота руля так же, как при регулировании величины аэродинамической силы с помощью единого рулевого привода, в выходном отверстии питающего газовода размещена подвижная втулка для перекрытия зазора между корпусом ракеты и приемными отверстиями газоструйного распределителя, корпус ракеты защищен от воздействия газа, попадающего в зазор эрозионностойкой накладкой.

3. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что источник газа выполнен в виде газового аккумулятора давления.

4. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что источник газа выполнен в виде газогенератора на жидком топливе.

5. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что источник газа выполнен в виде газогенератора на твердом топливе моноимпульсного действия.

6. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что источник газа выполнен в виде газогенератора на твердом топливе многоимпульсного действия.

RU92001916A 1992-10-23 1992-10-23 Способ управления ракетой и устройство для его осуществления RU2045741C1 ( ru )

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU92001916A RU2045741C1 ( ru ) 1992-10-23 1992-10-23 Способ управления ракетой и устройство для его осуществления

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU92001916A RU2045741C1 ( ru ) 1992-10-23 1992-10-23 Способ управления ракетой и устройство для его осуществления

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2045741C1 true RU2045741C1 ( ru ) 1995-10-10
RU92001916A RU92001916A ( ru ) 1996-02-27

Family

ID=20130891

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU92001916A RU2045741C1 ( ru ) 1992-10-23 1992-10-23 Способ управления ракетой и устройство для его осуществления

Country Status (1)

Country Link
RU ( 1 ) RU2045741C1 ( ru )
  • 1992
    • 1992-10-23 RU RU92001916A patent/RU2045741C1/ru not_active IP Right Cessation

    Non-Patent Citations (2)

    * Cited by examiner, † Cited by third party

    Title
    1. Патент США N 3041015, кл.B 64C 15/14, 1962. *
    2. Патент США N 4044970, кл. F 42B 10/00, 1977. *

    Similar Documents

    Publication Publication Date Title
    US6336319B1 ( en ) 2002-01-08 Fluidic nozzle control system
    US6679048B1 ( en ) 2004-01-20 Apparatus and method for controlling primary fluid flow using secondary fluid flow injection
    EP2676026B1 ( en ) 2018-10-31 Propulsion and maneuvering system with axial thrusters and method for axial divert attitude and control
    US4384690A ( en ) 1983-05-24 Thrust vector control for large deflection angles
    US4896846A ( en ) 1990-01-30 Superagile tactical fighter aircraft and method of flying it in supernormal flight
    JPS6134079B2 ( ru ) 1986-08-05
    US4560121A ( en ) 1985-12-24 Stabilization of automotive vehicle
    US3764091A ( en ) 1973-10-09 Improvements in or relating to control systems
    US6298658B1 ( en ) 2001-10-09 Multi-stable thrust vectoring nozzle
    US3637167A ( en ) 1972-01-25 Missile steering system
    AU2006228511B2 ( en ) 2011-01-27 Steering system and method for a guided flying apparatus
    US9500456B2 ( en ) 2016-11-22 Combined steering and drag-reduction device
    JPS60501124A ( ja ) 1985-07-18 誘導ミサイルのためのラム空気式操舵装置
    RU2045741C1 ( ru ) 1995-10-10 Способ управления ракетой и устройство для его осуществления
    RU2146353C1 ( ru ) 2000-03-10 Устройство для управления высокоманевренной ракетой
    US6752351B2 ( en ) 2004-06-22 Low mass flow reaction jet
    US9121680B2 ( en ) 2015-09-01 Air vehicle with control surfaces and vectored thrust
    US3655150A ( en ) 1972-04-11 Aircraft jet engine with vectoring nozzle for control purposes
    WO2003057561A2 ( en ) 2003-07-17 Variably angled propulsion/steering system
    JPH07334244A ( ja ) 1995-12-22 飛行制御装置
    RU2082946C1 ( ru ) 1997-06-27 Исполнительная система старта и ориентации ракеты
    US6460801B1 ( en ) 2002-10-08 Precision guidance system for aircraft launched bombs
    RU2122963C1 ( ru ) 1998-12-10 Система управления двухдвигательного самолета посредством управления вектором тяги
    RU92001916A ( ru ) 1996-02-27 Способ управления ракетой и устройство для его осуществления
    CN214502251U ( zh ) 2021-10-26 一种带可变楔形翼的导弹侧向喷流控制装置

    Legal Events

    Effective date: 20091024

    Рули ракеты как работают

    Всем доброго времени суток. Случайно заморочился вопросом — а что такое решетчатый аэродинамический руль? Ну и соответственно, как он работает? В поисковиках, кроме того, что они практически повсеместно используются в ракетостроениии, да и вообще в оборонке ничего не нашел. Ну и называются они еще полипланной несущей системой(возможно). Разработаны еще в середине 50-х. Если кому несложно, подскажите пож-та для общего развития.

    На самолетах — тормоз… На ракетах? Да — руль… Работает — относительно малые размеры и относительно большая площадь…

    ps Нормальное его положение — в сложенном виде… В раскрытом обычно никто не видит ��

    Спасибо. Эти картинки я уже видел. Рулить то им как?

    Шутите — так же как и обычными…

    Думаю все итак логично, решетки притормаживают ракету тем самым стабилизируя её полет исключая болтанку в хвостовой части, а элерончики направляют ракету в цель. Эта идея хороша для бомб, где есть цель. А для обычных хоббийных ракет вещь бесполезная.

    То есть, они выполняют функцию тормоза и стабилизатора, а наведение на цель (к примеру) выполняется при помощи обычных воздушных рулей? Или управление осуществляется за счет неполного открытия (закрытия) этих “вафельниц”?

    Цитата от сюда :
    “Наиболее интересным аэродинамическим решением в компоновке является использование решетчатых рулей, которые при незначительном увеличении аэродинамического сопротивления и радиолокационной заметности обладают рядом важных преимуществ. У них очень малый (в пределах 1,5 кгм) и стабильный во всем диапазоне чисел М и высот полета, углов атаки и углов ориентации плоскости симметрии относительно плоскости атаки шарнирный момент, что позволило применить малогабаритный электропривод малой мощности.”
    А тут целая статья о них.

    physics03.narod.ru/Interes/Doclad/rkril.htm
    www.nkj.ru/archive/articles/10523/
    Обычно решетчатые стабилизаторы ставят там где нет места для нормального большого плоского или чтоб его максимально компактно сложить можно было при запихивании ракеты в контейнер.
    У космического корабля Союз эти решетки нужны чтобы корабль ровно летел в момент когда его система аварийного спасения уносит прочь от готовой рвануть ракеты, за 40 лет полетов понадобились только один раз �� .

    Dmitriy_Petrov :

    То есть, они выполняют функцию тормоза и стабилизатора, а наведение на цель (к примеру) выполняется при помощи обычных воздушных рулей? Или управление осуществляется за счет неполного открытия (закрытия) этих “вафельниц”?

    они вращаются… как и обычный руль… просто вместо пластины — такая вот решётка…

    Просто куча маленьких руликов одним блоком.

    RU2520846C1 — Аэродинамический руль ракеты — Google Patents

    Publication number RU2520846C1 RU2520846C1 RU2013114005/11A RU2013114005A RU2520846C1 RU 2520846 C1 RU2520846 C1 RU 2520846C1 RU 2013114005/11 A RU2013114005/11 A RU 2013114005/11A RU 2013114005 A RU2013114005 A RU 2013114005A RU 2520846 C1 RU2520846 C1 RU 2520846C1 Authority RU Russia Prior art keywords rocket airfoil rudder rocker aerodynamic surface Prior art date 2013-03-29 Application number RU2013114005/11A Other languages English ( en ) Inventor Сергей Александрович Шестаков Вячеслав Александрович Земсков Анатолий Иванович Шаповалов Original Assignee Открытое акционерное общество «Военно-промышленная корпорация «Научно-производственное объединение машиностроения» Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.) 2013-03-29 Filing date 2013-03-29 Publication date 2014-06-27 2013-03-29 Application filed by Открытое акционерное общество «Военно-промышленная корпорация «Научно-производственное объединение машиностроения» filed Critical Открытое акционерное общество «Военно-промышленная корпорация «Научно-производственное объединение машиностроения» 2013-03-29 Priority to RU2013114005/11A priority Critical patent/RU2520846C1/ru 2014-06-27 Application granted granted Critical 2014-06-27 Publication of RU2520846C1 publication Critical patent/RU2520846C1/ru

    Links

    Images

    Abstract

    Изобретение относится к ракетной технике и касается устройств фиксации складываемых аэродинамических поверхностей. Аэродинамический руль ракеты содержит установленную на корпусе ракеты аэродинамическую поверхность с возможностью складывания, привод управления рулем. Привод установлен в корпусе ракеты с возможностью вращения, в котором зафиксированы аэродинамическая поверхность и механизм стопорения. Механизм стопорения содержит подпружиненно-поворотную качалку, контактирующую с аэродинамической поверхностью. Аэродинамическая поверхность выполнена цельной. На одном конце качалки выполнен зуб, контактирующий с аэродинамической поверхностью. В приводе управления выполнены дугообразный паз, ограничивающий углы поворота аэродинамической поверхности, и прорезь для установки другого конца качалки. Достигается эффективная фиксация руля от поворота в сложенном положении, используя при этом минимально возможный зазор между внутренним обводом транспортно-пускового стакана и корпусом ракеты. 6 ил.

    Description

    Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к устройствам фиксации складываемых аэродинамическим поверхностей (крыльев, рулей, стабилизаторов) и может быть использовано в конструкции механизмов фиксации складываемых рулей (крыльев).

    Ракеты с раскрывающимися аэродинамическими поверхностями (крыльями, рулями, стабилизаторами), известны (патенты США.; №3273500, 1966 г.; №2925966, 1960 г; №6092264, 2000 г. и др.). Это ракеты, стартующие либо из транспортно-пусковых стаканов (ТПС), либо со стартово-разгонных ступеней. Наличие складываемых конструкций продиктовано уменьшением габаритов средств доставки ракет. Для избежания возможного поворота рулей при движении ракеты в ТПС и возможного заклинивания ее в нем рули фиксируются от поворота специальными устройствами. После выхода ракеты из ТПС и раскрытия рулей устройство стопорения снимает свою фиксацию рулей.

    Наиболее близким по набору существенных признаков является техническое решение по патенту США №3650496, F42B 13/32, 1972, которое и было принято авторами за ближайший аналог.

    Данное техническое решение относится к рулям направления управляемых ракет. Подобные ракеты обычно оснащены четырьмя рулями, расположенными равномерно по периметру поперечного сечения ракеты. Если ракета запускается из ТПС, рули должны быть складываемыми, т.к. при движении ракеты внутри ТПС рули прижаты к корпусу ракеты и зафиксированы от поворота. После выхода из ТПС рули раскрываются, занимают рабочее положение и автоматически расфиксируются. Еще одной причиной делать рули складываемыми является уменьшение требуемого объема, облегчение обслуживания ракеты при хранении и облегчение транспортировки. Исходя из этого, руль, как правило, состоит из двух частей: корневой части, примыкающей к наружной поверхности ракеты, и складываемой части, которая в рабочем положении является продолжением корневой части и может быть переведена из рабочего положения в сложенное по направлению к корпусу ракеты. При этом механизм фиксации установлен в корневой части, используя при этом объем корневой части руля.

    Данное техническое решение представляет аэродинамический руль ракеты, который шарнирно закреплен на корпусе ракеты и содержит складываемую и корневую часть. Корневая часть расположена вне корпуса ракеты, шарнирно соединена со складываемой частью и содержит устройство фиксации руля, предотвращающее поворот руля до его раскрытия.

    Наличие корневой части руля, расположенной вне корпуса ракеты, приводит к увеличению габаритов ТПС. Для уменьшения габаритов необходимо использовать руль с одной складываемой частью и исключить наличие корневой части.

    Целью предлагаемого изобретения является создание раскрываемого руля ракеты с тонким внешним обводом, эффективно фиксирующегося от поворота в сложенном положении, используя при этом минимально возможный зазор между внутренним обводом ТПС и корпусом ракеты.

    Указанная цель достигается тем, что руль содержит складываемую аэродинамическую поверхность, зафиксированную в рабочем положении и шарнирно соединенную с приводом управления рулем, закрепленным в корпусе ракеты с возможностью вращения. Аэродинамическая поверхность выполнена цельной. В корпусе ракеты установлен механизм стопорения, содержащий подпружиненно-поворотную качалку, один конец которой контактирует с аэродинамическую поверхностью, а другой установлен в прорези привода управлением рулем в сложенном положении и удерживает руль от поворота. Качалка перемещается из прорези в дугообразный паз привода управления рулем при раскрытии аэродинамической поверхности, тем самым расфиксируя руль. Длина паза привода управления рулем ограничивает углы поворота руля.

    На фиг.1-6 представлена конструкция предлагаемого аэродинамического руля ракеты.

    Она состоит из аэродинамической поверхности 1, шарнирно соединенной с приводом управления рулем, 2 установленным в корпусе ракеты 3. В корпусе ракеты установлен механизм фиксации 4, содержащий подпружиненную качалку 5. Качалка содержит на одном конце зуб 6, контактирующий с аэродинамической поверхностью 1, на другом конце зуб 7, расположенный в прорези 8 в сложенном положении и в дугообразном пазе 9 в рабочем положении.

    Устройство работает следующим образом:

    При расположении в ТПС аэродинамическая поверхность 1 находится в сложенном положении, а зуб 7 качалки 5 механизма фиксации 4 расположен в прорези 8 привода управления рулем 2, фиксируя его и аэродинамическую поверхность 1 от поворота. После выхода ракеты из ТПС аэродинамическая поверхность 1 раскрывается, при этом во время раскрытия аэродинамическая поверхность 1, контактируя с зубом 6 качалки 5, поворачивает качалку 5, зуб 7 выходит из прорези 8 в дугообразный паз 9 и освобождает привод управления рулем 2. При повороте аэродинамическая поверхность ограничена длиной дугообразного паза 9.

    Предложенное техническое решение позволяет реализовать конструкцию раскрываемого руля ракеты с тонким внешним обводом, эффективно фиксирующегося от поворота в сложенном положении, используя при этом минимально возможный зазор между внутренним обводом ТПС и корпусом ракеты.

    Claims ( 1 )

    Аэродинамический руль ракеты, содержащий установленную на корпусе ракеты аэродинамическую поверхность с возможностью складывания, привод управления рулем, установленный в корпусе ракеты с возможностью вращения, в котором зафиксирована аэродинамическая поверхность и механизм стопорения, содержащий подпружиненно-поворотную качалку, контактирующую с аэродинамической поверхностью, отличающийся тем, что аэродинамическая поверхность выполнена цельной, на одном конце качалки выполнен зуб, контактирующий с аэродинамической поверхностью, в приводе управления выполнены дугообразный паз, ограничивающий углы поворота аэродинамической поверхности, и прорезь для установки другого конца качалки.

    RU2013114005/11A 2013-03-29 2013-03-29 Аэродинамический руль ракеты RU2520846C1 ( ru )

    Priority Applications (1)

    Application Number Priority Date Filing Date Title
    RU2013114005/11A RU2520846C1 ( ru ) 2013-03-29 2013-03-29 Аэродинамический руль ракеты

    Applications Claiming Priority (1)

    Application Number Priority Date Filing Date Title
    RU2013114005/11A RU2520846C1 ( ru ) 2013-03-29 2013-03-29 Аэродинамический руль ракеты

    Беседы о ракетных двигателях

    ГАЗОВЫЕ РУЛИ — устанавливаются в реактивной струе ракетного двигателя для управления положением ракеты-носителя. Две пары газовых рулей, отклоняемых относительно продольной оси ракеты-носителя, обеспечивают управление по тангажу, курсу и крену. Изготовляются из графита и жаропрочных сплавов. Газовые рули утяжеляют конструкцию двигательной установки и ввиду большого газодинамического сопротивления вызывают значительные потери импульса; в процессе работы подвергаются эрозии. Нашли применение в ракетах Фау-2, Р-1, Р-2, Р5, на первых ступенях PH «Джуно», «Космос», «Скаут».

    Расположение газовых рулей в хвостовой части ракеты:
    1 — сопло ЖРД; 2 — газовый руль; 3 — ось поворота руля

    Темы
    • Абляция
    • Автоматика ЖРД
    • Азотная кислота
    • Азотнокислотные ракетные окислители
    • Азотный тетроксид
    • Баллистит
    • Баллистическая ракета
    • Баллонная подача
    • Барботирование топлива
    • Бездымный ракетный порох
    • Вдув в сопло
    • Верньерный ракетный двигатель
    • Виброиспытания
    • Включение ракетного двигателя
    • Внутренняя баллистика
    • Газификатор
    • Газификация
    • Газовые рули
    • Газовый ракетный двигатель
    • Датчик кажущейся скорости
    • Двухкомпонентное ракетное топливо
    • Двухосновное топливо
    • Деаэрация топлива
    • Емкостное охлаждение
    • Жидкое ракетное топливо
    • Жидкостный ракетный двигатель
    • Завесное охлаждение
    • Задержка воспламенения топлива
    • Зажигание
    • Заправка
    • Импульс последействия
    • Импульс тяги
    • Импульсный ракетный двигатель
    • Испаритель
    • Кавитация
    • Кажущаяся скорость
    • Кажущееся ускорение
    • Камера
    • Лучистый теплообмен
    • Маршевый ракетный двигатель
    • Межконтинентальная баллистическая ракета
    • Межорбитальные буксиры
    • Меланж
    • Наддув баков
    • Насосная подача
    • Настройка ЖРД
    • Насыщение топлива газом
    • Огневые испытания
    • Однокомпонентное ракетное топливо
    • Озон жидкий
    • Окислитель
    • Пентаборан
    • Пентафторид хлора
    • Первая космическая скорость
    • Перекись водорода
    • Рабочее тело
    • Радиационное охлаждение
    • Разгонный ракетный двигатель
    • Ракета-носитель
    • Самовоспламеняющееся ракетное топливо
    • Связующее смесевого твёрдого РТ
    • Секционный ракетный двигатель твёрдого топлива
    • Система опорожнения баков
    • Твёрдое ракетное топливо
    • Тепловыделяющий элемент
    • Теплообмен излучением
    • Теплота сгорания горючего
    • Углеводородные горючие
    • Удельная масса
    • Удельная мощность
    • Удельная тяга
    • Удельный импульс тяги
    • Фильтрация газов
    • Флегматизатор
    • Формула Циолковского
    • Форсуночная головка
    • Характеристическая скорость
    • Химический ракетный двигатель
    • Химическое ракетное топливо
    • Циклограмма работы
    • Чёрный порох
    • Четырёхокись азота
    • Число Циолковского
    • Шнек
    • Эжектор
    • Электрический ракетный двигатель
    • Ядерное ракетное топливо
    • Ядерный ракетный двигатель

Добавить комментарий

Ваш адрес email не будет опубликован. Обязательные поля помечены *