Claims (2)
1. Устройство для отделения от ракетного блока хвостового отсека, состоящего из двух створок, разделяемому по продольному и поперечному стыкам, отличающееся тем, что в него на каждую створку введено по два узла разворота, образующие геометрические оси вращения створок, которые установлены на внешней поверхности ракетного блока в районе поперечного разделяемого стыка хвостового отсека выше него по направлению полета симметрично относительно плоскости, проходящей через продольную ось ракетного блока и перпендикулярную продольному разделяемому стыку хвостового отсека, при этом каждый из узлов разворота состоит из корпуса, полуоси вращения и обоймы, причем корпус узла разворота выполнен в виде кронштейна, который содержит наклонную направляющую, расположенную в нижней по отношению к направлению полета части корпуса узла разворота, причем указанная направляющая наклонена на угол ≤90°, отсчитываемый от продольной оси ракетного блока, направленной противоположно направлению его полета в плоскости симметрии створки в направлении ее разворота, внутренняя часть корпуса узла разворота содержит сквозное цилиндрическое отверстие с выступом со стороны ракетного блока, цилиндрическая полуось вращения, содержащаяся внутри корпуса узла разворота, жестко скреплена с отделяемой створкой хвостового отсека, соосна с цилиндрическим отверстием внутри корпуса узла разворота и имеет плоский срез на внешней стороне по отношению к ракетному блоку с ортогональным выступом, причем срез ориентирован таким образом, что угол между плоскостью среза и плоскостью наклонной направляющей корпуса узла разворота равен углу αр, измеряемому в плоскости отделения створки, между прямыми, проходящими через ее геометрическую ось вращения, одна из которых параллельна продольной оси ракетного блока, а другая проходит через ц.м. створки в ее исходном положении, причем плоскость внешней поверхности наклонной направляющей корпуса узла разворота является касательной к сопрягаемой с ней поверхностью цилиндрической полуоси вращения, обойма имеет форму цилиндрического сектора, одна сторона которого сопрягается со срезом на цилиндрической полуоси и ограничена выполненным на ней ортогональным выступом, причем плоскость выступа на полуоси вращения ограничивает внешнюю поверхность корпуса узла разворота, а плоскость второго радиального среза обоймы составляет с выступом в корпусе узла разворота угол ≥αр.1. A device for separating from the missile block of the tail compartment, which consists of two wings, separated by longitudinal and transverse joints, characterized in that two swing nodes are introduced into each wing, forming the geometric axis of rotation of the wings, which are mounted on the outer surface of the rocket block in the region of the transverse shared junction of the tail compartment above it in the direction of flight symmetrically relative to the plane passing through the longitudinal axis of the missile block and perpendicular to the longitudinal section the junction of the tail compartment, wherein each of the reversal nodes consists of a body, a half shaft of rotation and a clip, and the body of the reversal node is made in the form of a bracket, which contains an inclined guide located in the lower part of the body of the reversal node with respect to the flight direction, the specified guide tilted at an angle of ≤90 °, counted from the longitudinal axis of the missile block, directed opposite to the direction of its flight in the plane of symmetry of the sash in the direction of its rotation, the inner part of the body and the u-turn contains a through cylindrical hole with a protrusion from the side of the missile block, the cylindrical axis of rotation contained inside the body of the u-turn, is rigidly fastened to a detachable tail wing flap, is coaxial with the cylindrical hole inside the body of the u-turn, and has a flat cut on the outside with respect to the rocket block with an orthogonal protrusion, and the cut is oriented in such a way that the angle between the cut plane and the plane of the inclined guide body of the reversal node is equal to the angle α p , measured in the plane of separation of the sash, between the straight lines passing through its geometric axis of rotation, one of which is parallel to the longitudinal axis of the missile block, and the other passes through the m. the flaps in its initial position, the plane of the outer surface of the inclined guide body of the turning unit being tangent to the mating surface of the cylindrical axis of rotation, the holder has the shape of a cylindrical sector, one side of which is mated with a slice on the cylindrical axis and limited by an orthogonal protrusion, and the plane of the protrusion on the axis of rotation limits the outer surface of the housing of the reversal node, and the plane of the second radial cut of the cage is stupa in the body of the reversal node angle ≥α p .
2. Способ, включающий формирование команд на разделение продольного и поперечного стыков хвостового отсека, а также импульса отделения, сообщаемого створкам хвостового отсека в направлении продольной оси ракетного блока, отличающийся тем, что команда на раскрытие продольного стыка хвостового отсека является опережающей по отношению к команде на раскрытие его поперечного стыка, а упомянутый импульс реализуется по достижении номинального установившегося значения тяги маршевого двигателя ракетного блока.2. A method comprising generating commands for separating the longitudinal and transverse joints of the tail compartment, as well as the separation pulse, communicated to the tail compartment flaps in the direction of the longitudinal axis of the missile unit, characterized in that the command to open the longitudinal joint of the tail compartment is ahead of the command the opening of its transverse junction, and the mentioned impulse is realized upon reaching the nominal steady-state value of the thrust of the main engine of the rocket block.