RU2076058C1 - Multi-stage missile - Google Patents

Multi-stage missile Download PDF

Info

Publication number
RU2076058C1
RU2076058C1 RU9393026507A RU93026507A RU2076058C1 RU 2076058 C1 RU2076058 C1 RU 2076058C1 RU 9393026507 A RU9393026507 A RU 9393026507A RU 93026507 A RU93026507 A RU 93026507A RU 2076058 C1 RU2076058 C1 RU 2076058C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
rocket
shell
fairing
additional
connector
Prior art date
Application number
RU9393026507A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU93026507A (en
Inventor
Юрий Семенович Соломонов
Валентин Иванович Аверичев
Игорь Викторович Митрофанов
Александр Андреевич Нечаев
Петр Борисович Пилипенко
Виктор Сергеевич Симонов
Вячеслав Аркадьевич Французов
Алик Иванович Шавырин
Original Assignee
Юрий Семенович Соломонов
Валентин Иванович Аверичев
Игорь Викторович Митрофанов
Александр Андреевич Нечаев
Петр Борисович Пилипенко
Виктор Сергеевич Симонов
Вячеслав Аркадьевич Французов
Алик Иванович Шавырин
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.)
Filing date
Publication date
Application filed by Юрий Семенович Соломонов, Валентин Иванович Аверичев, Игорь Викторович Митрофанов, Александр Андреевич Нечаев, Петр Борисович Пилипенко, Виктор Сергеевич Симонов, Вячеслав Аркадьевич Французов, Алик Иванович Шавырин filed Critical Юрий Семенович Соломонов
Priority to RU9393026507A priority Critical patent/RU2076058C1/en
Publication of RU93026507A publication Critical patent/RU93026507A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2076058C1 publication Critical patent/RU2076058C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/002—Launch systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
    • B64G1/641—Interstage or payload connectors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
    • B64G1/645—Separators
    • B64G1/6455—Pyrotechnics; Using heat

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

FIELD: spatial apparatus engineering. SUBSTANCE: multi-stage missile has stages and propelling engine connected by coupling modules, head rocket fairing made like cap end closed envelope with transverse uncoupling plane adjacent to final stage of missile and opposite to closed cap end, joining units of head rocket fairing fastening at rocket stage and head rocket fairing disjointing device for missile uncoupling, same time head rocket fairing envelope is made composed by parts with additional uncoupling transverse plane situated at middle site of envelope body. EFFECT: higher operation reliability while head rocket fairing throwing down. 20 cl, 14 dwg

Description

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при проектировании многоступенчатых ракет с головными обтекателями для защиты космических аппаратов. The invention relates to rocket and space technology and can be used in the design of multi-stage rockets with head fairings to protect spacecraft.

Головные обтекатели предохраняют космические аппараты от воздействия аэродинамических нагрузок и тепловых потоков на участке выведения на заданную траекторию полета. В литературе вместо термина головной обтекатель иногда используется термин носовой обтекатель, что равноценно. На больших высотах, где аэродинамические нагрузки и тепловые потоки малы, обтекатели сбрасываются. Типичная конструкция корпуса обтекателя состоит из носка в форме сферического сегмента и отсеков в форме усеченных конических и цилиндрических оболочек. Конструктивно силовые схемы обтекателей определяются характером разделения при сборе и величинами нагрузок, которые действуют в осевом и окружном направлениях. Head fairings protect spacecraft from the effects of aerodynamic loads and heat fluxes at the launch site for a given flight path. In the literature, instead of the term head cowl, the term nose cowl is sometimes used, which is equivalent. At high altitudes, where aerodynamic loads and heat fluxes are small, fairings are discharged. A typical design of the fairing body consists of a toe in the form of a spherical segment and compartments in the form of truncated conical and cylindrical shells. Structurally, the power schemes of fairings are determined by the nature of the separation during collection and the magnitudes of the loads that act in the axial and circumferential directions.

В качестве аналога рассматривается многоступенчатая ракета, содержащая головной обтекатель с поперечной плоскостью разъема со ступенью ракеты и состоящий из двух частей, состыкованными продольными швами на замках (Балабух Л. И. и др. Основы строительной механики ракет с.374, рис.44.4). С помощью толкателей, которые создают момент относительно шарнирных узлов, половины обтекателя откидываются. A multi-stage rocket is considered as an analogue, containing a head fairing with a transverse plane of the connector with a rocket stage and consisting of two parts joined by longitudinal seams on locks (L. Balabukh et al. Fundamentals of rocket building mechanics p.374, Fig. 44.4). With the help of pushers that create a moment relative to the hinge nodes, half of the fairing recline.

Недостатком известного аналога является то, что продольный шов на головном обтекателе, выполненный на замках, занимает значительный полезный объем под обтекателем, так как замки имеют относительно большие размеры, а с точки зрения прочности продольных швов требуется определенное количество этих замков, располагаемых дискретно вдоль швов. Количество замков соответственно возрастает с увеличением длины обтекателя. Для обеспечения надежности срабатывания замков необходимо стремиться к уменьшению их количества, так как с увеличением количества замков требуется увеличивать количество команд на их срабатывание либо усложнять конструкцию замков для обеспечения синхронизации их срабатывания, что снижает надежность разделения частей обтекателя. Таким образом, минимальное необходимое количество замков определяется требованием прочности продольных швов и их длиной. Для обтекателей малой и средней длины (2 3 м) требования прочности и надежности как правило обеспечиваются. Для обтекателей длиной больше 3 м при обеспечении прочности продольного шва надежность разделения частей обтекателя снижается. Кроме того, наличие продольного шва с дискретным соединением замками требует увеличение толщин шпангоутов и оболочек по сравнению с неразрезными конструкциями продольными швами. Здесь следует отметить, что наиболее эффективно толкатели располагать в носовой части обтекателя, так как создается наибольший вращательный момент. Для удлиненных обтекателей надо создавать более мощные толкатели, что требует также некоторого полезного объема внутри обтекателя, а в некоторых случаях невозможно разместить их в имеющихся габаритах. A disadvantage of the known analogue is that the longitudinal seam on the head fairing, made on the locks, occupies a significant useful volume under the fairing, since the locks are relatively large, and from the point of view of the strength of the longitudinal seams, a certain number of these locks are required, located discretely along the seams. The number of locks accordingly increases with the length of the fairing. To ensure the reliability of the operation of the locks, it is necessary to strive to reduce their number, since with an increase in the number of locks it is necessary to increase the number of commands for their operation or to complicate the design of the locks to ensure synchronization of their operation, which reduces the reliability of the separation of the cowl parts. Thus, the minimum required number of locks is determined by the requirement of the strength of the longitudinal joints and their length. For fairings of small and medium lengths (2 3 m), strength and reliability requirements are generally ensured. For fairings longer than 3 m, while ensuring the strength of the longitudinal seam, the reliability of separation of the fairing parts is reduced. In addition, the presence of a longitudinal seam with a discrete connection with locks requires an increase in the thickness of the frames and shells in comparison with continuous structures of longitudinal seams. It should be noted that the most effective pushers are located in the nose of the fairing, since the greatest torque is created. For elongated fairings, it is necessary to create more powerful pushers, which also requires some useful volume inside the fairing, and in some cases it is impossible to place them in the available dimensions.

Известна многоступенчатая ракета "Европа-1" ( Пенцак И.Н. Теория полета и конструкция баллистических ракет М. Маш. 1974, с.138, рис.7.5), принятая авторами за ближайший аналог (прототип), содержащая ступени с двигательными установками и соединенные между собой соединительными отсеками, головной обтекатель, выполненный в виде замкнутой с одного торца оболочки, с поперечной плоскостью разъема с последней ступенью ракеты по сечению противоположному замкнутому торцу. Known multi-stage rocket "Europe-1" (Pentsak I.N. Flight theory and design of ballistic missiles M. Mash. 1974, p.138, Fig. 7.5), adopted by the authors for the closest analogue (prototype), containing stages with propulsion systems and interconnected by connecting compartments, the head fairing, made in the form of a shell closed from one end, with a transverse plane of the connector with the last stage of the rocket in cross section opposite the closed end.

Недостатком ближайшего аналога является наличие только одной плоскости поперечного разъема головного обтекателя со ступенью ракеты. Объясняется это следующим. The disadvantage of the closest analogue is the presence of only one plane of the transverse connector of the head fairing with the rocket stage. This is explained as follows.

При увеличении длины обтекателя более 3 м вдоль оси требуется увеличение конструктивного зазора между полезным грузом и внутренней поверхностью головного обтекателя для обеспечения безударного его отделения, и тем самым снижается эффективность использования полезного объемы головного обтекателя. With an increase in the length of the fairing more than 3 m along the axis, an increase in the structural gap between the payload and the inner surface of the head fairing is required to ensure shock-free separation, and thereby the efficiency of use of the useful volumes of the head fairing is reduced.

При увеличении длины головного обтекателя усложняются работы по регламентному обслуживанию, при необходимости, полезного груза на предстартовой готовности. With an increase in the length of the head fairing, routine maintenance of, if necessary, payload on prelaunch readiness becomes more complicated.

Технической задачей изобретения является повышение надежности многоступенчатой ракеты при сбросе головного обтекателя и упрощение обслуживания ракеты путем выполнения его разъемным по дополнительной поперечной плоскости разъема. An object of the invention is to increase the reliability of a multi-stage rocket when dropping the head fairing and simplifying the maintenance of the rocket by making it detachable along an additional transverse plane of the connector.

Решение технической задачи достигается тем, что в известной многоступенчатой ракете, содержащей ступени с двигательными установками и соединенные между собой соединительными отсеками, головной обтекатель, выполненный в виде замкнутой с одного торца оболочки, с поперечной плоскостью разъема с последней ступенью ракеты по сечению, противоположному замкнутому торцу оболочки, узлы крепления головного обтекателя с ступенью ракетой и узлы его отделения от ракеты, согласно изобретению, оболочка головного обтекателя выполнена составной из частей с дополнительной поперечной плоскостью разъема, размещенной между замкнутым торцем оболочки головного обтекателя и плоскостью поперечного разъема со ступенью ракет. The solution to the technical problem is achieved by the fact that in the well-known multi-stage rocket containing stages with propulsion systems and interconnected by connecting compartments, the head fairing, made in the form of a shell closed from one end, with a transverse plane of the connector with the last stage of the rocket along a section opposite the closed end shells, attachments of the head fairing with a stage rocket and nodes of its separation from the rocket, according to the invention, the shell of the head fairing is made of astey with further transverse plane of the connector placed between the closed butt end fairing shell and the plane of the cross connector with a rocket stage.

Частные признаки, характеризующие многоступенчатую ракету. Private signs characterizing a multistage rocket.

Часть оболочки обтекателя, содержащая замкнутый в вершине торец, снабжена дополнительными узлами крепления с ступенью ракеты. The part of the fairing shell containing the end face closed at the top is provided with additional attachment points with a rocket stage.

Головной обтекатель снабжен устройством увода, выполненным в виде двигателя на твердом топливе с сопловым блоком и закрепленным внутри части оболочки с замкнутым торцем. The head fairing is equipped with a withdrawal device made in the form of a solid fuel engine with a nozzle block and fixed inside the shell with a closed end.

Устройство увода содержит дополнительный двигатель на твердом топливе с сопловым блоком, при этом продольная ось каждого двигателя и ось его соплового блока находятся под углом друг к другу. The withdrawal device comprises an additional solid fuel engine with a nozzle block, wherein the longitudinal axis of each engine and the axis of its nozzle block are at an angle to each other.

Двигатели, закрепленные на внутренней поверхности оболочки, находятся в одной поперечной плоскости и разнесены относительно друг друга по периметру на 178 182o, а в районе каждого соплового блока в оболочке имеется сквозное отверстие, при этом масса твердого топлива дополнительного двигателя превышает массу твердого топлива другого двигателя, а соотношение их масс находится в пределах 1,05-1,5.Engines mounted on the inner surface of the shell are located in one transverse plane and are spaced 178 182 o relative to each other, and there is a through hole in the area of each nozzle block in the shell, while the mass of solid fuel of the additional engine exceeds the mass of solid fuel of the other engine and the ratio of their masses is in the range of 1.05-1.5.

Часть головного обтекателя, содержащая замкнутый в вершине торец, скреплена дополнительными узлами крепления со ступенью ракеты, выполненными распадающимися. The part of the head fairing, containing the end closed at the top, is fastened by additional attachment nodes with a rocket stage made disintegrating.

Головной обтекатель снабжен узлами крепления частей его оболочек между собой, размещенными на частях оболочек по разные стороны дополнительной поперечной плоскости разъема, при этом части оболочек поджаты друг к другу по их торцам и соединены друг с другом этими узлами крепления. The head fairing is equipped with attachment points of the parts of its shells to each other, located on parts of the shells on opposite sides of the additional transverse plane of the connector, while parts of the shells are pressed against each other at their ends and are connected to each other by these attachment points.

Головной обтекатель снабжен узлом поперечного разделения, выполненным в виде шпангоута с установленным в нем кольцевым удлиненным детонирующим зарядом, размещенным между дополнительной плоскостью поперечного разъема и плоскостью поперечного разъема головного обтекателя со ступенью ракеты. The head fairing is equipped with a transverse separation unit made in the form of a frame with an annular elongated detonating charge installed in it, placed between the additional plane of the transverse connector and the plane of the transverse connector of the head fairing with the rocket stage.

Устройство увода снабжено дополнительным сопловым блоком, при этом оси соплового и дополнительного соплового блоков находятся в одной плоскости с продольной осью ракетного двигателя и под углом к ней, а ось двигателя совпадает с продольной осью оболочки обтекателя. The withdrawal device is equipped with an additional nozzle block, wherein the axes of the nozzle and additional nozzle blocks are in the same plane with the longitudinal axis of the rocket engine and at an angle to it, and the axis of the engine coincides with the longitudinal axis of the cowl shell.

Узлы крепления частей оболочек головного обтекателя выполнены распадающимися. The attachment points of the parts of the shells of the head fairing are made disintegrating.

Часть оболочки головного обтекателя с незамкнутым торцем снабжена торцевыми шпангоутами и узлами деления оболочки на части, ориентированными вдоль продольной оси головного обтекателя, при этом торцевой шпангоут со стороны, противоположной дополнительной плоскости разъема, снабжен кольцевым пазом, выполненным на его цилиндрической поверхности под ответный кольцевой зуб ступени ракеты, а оба шпангоута снабжены продольными сквозными пазами, ориентированными вдоль продольных узлов деления оболочки, а узлы разделения со ступенью ракеты по числу пазов установлены на наружной поверхности шпангоута с кольцевым пазом по обе стороны каждого сквозного паза. Part of the open-end fairing shell is provided with end frames and dividing shell sections into parts oriented along the longitudinal axis of the fairing, and the end frame is provided with an annular groove on the side opposite to the additional plane of the connector, made on its cylindrical surface under the reciprocal ring tooth of the stage missiles, and both frames are equipped with longitudinal through grooves oriented along the longitudinal nodes of the division of the shell, and the nodes of separation with the stage of the rocket by the number of grooves mounted on the outer surface of the frame with an annular groove on both sides of each through groove.

С наружной стороны шпангоута с кольцевым пазом и по обе стороны каждого сквозного продольного паза закреплены кронштейны, контактирующие друг с другом по плоскостям, ориентированным вдоль его продольных сквозных пазов и поджатых посредством распадающихся узлов, выполненных в виде разрывных болтов, оси которых размещены параллельно касательной к окружности этого шпангоута. On the outside of the frame with an annular groove and on both sides of each through longitudinal groove, brackets are fixed that are in contact with each other along planes oriented along its longitudinal through grooves and pushed by disintegrating nodes made in the form of explosive bolts whose axes are parallel to the tangent to the circle this frame.

Распадающиеся узлы крепления частей оболочек головного обтекателя в дополнительной поперечной плоскости разъема выполнены в виде разрывных болтов, оси которых ориентированы вдоль продольной оси обтекателя. The decaying attachment points of the parts of the shells of the head fairing in the additional transverse plane of the connector are made in the form of explosive bolts whose axes are oriented along the longitudinal axis of the fairing.

С наружной стороны каждой части оболочки, по обе стороны от дополнительной поперечной плоскости разъема, установлены жестко скрепленные с ними и контактирующие друг с другом в поперечной плоскости головного обтекателя кронштейны, поджатые друг к другу разрывными болтами. On the outside of each part of the shell, on both sides of the additional transverse plane of the connector, brackets are mounted rigidly fastened with them and in contact with each other in the transverse plane of the head fairing, pressed against each other by explosive bolts.

С наружной стороны каждой части оболочки головного обтекателя по обе стороны от дополнительной плоскости поперечного разъема между распадающимися узлами крепления частей оболочек установлены жестко скрепленные с ними дополнительные кронштейны, причем чем кронштейн части оболочки с замкнутым /торцем содержит ориентированный по касательной к окружности дополнительной плоскости поперечного разъема и смещенный по радиусу вал, взаимодействующий с ответным открытым пазом кронштейна, скрепленного со шпангоутом другой частим оболочки, при этом паз кронштейна открыт в сторону противоположного шпангоута этой части оболочки, а сам паз образован сходящимися плоскими поверхностями, сопрягаемыми с цилиндрической поверхностью, ось которой направлена по касательной к окружности дополнительной плоскости поперечного разъема частей оболочек и смещена по радиусу, а паз расширяется по мере удаления от цилиндрической поверхности. On the outside of each part of the shell of the head fairing, on both sides of the additional plane of the transverse connector, between the decaying attachment points of the parts of the shells, additional brackets are rigidly fixed with them, and the bracket of the part of the shell with a closed / end contains tangential to the circumference of the additional plane of the transverse connector and radially displaced shaft interacting with the reciprocal open groove of the bracket, fastened to the frame with another part of the shell, p and the bracket groove is open towards the opposite frame of this part of the shell, and the groove itself is formed by converging flat surfaces mating with a cylindrical surface, the axis of which is tangential to the circumference of the additional plane of the transverse connector of the parts of the shells and shifted in radius, and the groove expands with distance from a cylindrical surface.

Вал выполнен с резьбовыми отверстиями, ориентированными перпендикулярно его продольной оси, и соединен со своим кронштейном посредством болтов, ввернутых в резьбовое отверстие вала. The shaft is made with threaded holes oriented perpendicular to its longitudinal axis, and is connected to its bracket by means of bolts screwed into the threaded hole of the shaft.

Устройство увода и дополнительный кронштейн с валом разнесены по периметру поперечного сечения обтекателя и вдоль его оси. The withdrawal device and the additional bracket with the shaft are spaced along the perimeter of the cross section of the fairing and along its axis.

Угол по окружности между дополнительным кронштейном с валом и двигателем увода составляет 178 182o.The circumference between the additional bracket with the shaft and the drive motor is 178 182 o .

Продольные узлы деления части незамкнутой оболочки выполнены в виде металлических лонжеронов, выполненных из двух частей, соединенных каждая с оболочкой и со шпангоутами по разные стороны сквозного паза и между собой заклепочными швами и винтами, при этом в зазоре между частями лонжерона установлены детонирующие удлиненные заряды, а часть оболочки с незамкнутым торцем выполнена цилиндрической. The longitudinal nodes of the division of the part of the open shell are made in the form of metal spars made of two parts, each connected to the shell and the frames on opposite sides of the through groove and between each other with rivets and screws, while detonating elongated charges are installed in the gap between the parts of the spar, and part of the shell with an open end is cylindrical.

На торцевом шпангоуте, размещенном на части оболочки с незамкнутым торцем со стороны дополнительной поперечной плоскости разъема, на наружной и внутренней его торцевых поверхностях, имеются кольцевые пазы и закрепленные в них криволинейные балки переменного поперечного сечения, при этом криволинейные балки закреплены на каждой стороне продольного сквозного паза торцевого шпангоута так, что одна из балок каждого продольного сквозного паза пересекает его и плотно контактирует с боковой поверхностью другой балки, закрепленной на другой стороне продольного сквозного паза. On the end frame, placed on the part of the shell with an open end on the side of the additional transverse plane of the connector, on its outer and inner end surfaces, there are annular grooves and curved beams of variable cross section fixed therein, while curved beams are fixed on each side of the longitudinal through groove end frame so that one of the beams of each longitudinal through groove intersects it and is in close contact with the side surface of the other beam, fixed to another side of the longitudinal through slot.

На фиг.1 изображен общий вид многоступенчатой ракеты "Старт-1" (показана часть последней ступени с головным обтекателем) (1-й вариант исполнения предлагаемой многоступенчатой ракеты); на фиг.2 схема увода головного обтекателя ракеты "Старт-1"; на фиг.3 многоступенчатая ракета "Т" (показан фрагмент ракеты с головным обтекателем) (2-й вариант исполнения предлагаемой многоступенчатой ракеты); на фиг.4 схема увода головного обтекателя ракеты "Т"; на фиг. 5 многоступенчатая ракета "Старт" (показана часть последней ступени с головным обтекателем) (3-й вариант исполнения предлагаемой многоступенчатой ракеты); на фиг.6 сечение А А на фиг.5; на фиг.7 - сечение Б Б на фиг.5; на фиг.8 сечение В В на фиг.5; на фиг.9 сечение Г Г на фиг.5; на фиг.10 сечение Д Д на фиг.8; на фиг.11 вид Е на фиг.5; на фиг.12 сечение Ж Ж на фиг.5; на фиг.13 сечение И И на фиг.8; на фиг.14 схема увода головного обтекателя ракеты "Старт". Пример конкретного выполнения многоступенчатой ракеты "Старт-1" 1 ("1-й вариант исполнения предлагаемой многоступенчатой ракеты). Figure 1 shows a General view of a multistage rocket "Start-1" (shown part of the last stage with a head fairing) (1st embodiment of the proposed multistage rocket); figure 2 diagram of the removal of the head fairing of the rocket "Start-1"; figure 3 multistage rocket "T" (a fragment of a rocket with a head fairing is shown) (2nd embodiment of the proposed multistage rocket); figure 4 diagram of the removal of the head fairing of the rocket "T"; in FIG. 5 multi-stage rocket "Start" (shown part of the last stage with a head fairing) (3rd embodiment of the proposed multi-stage rocket); in Fig.6 section A And in Fig.5; Fig.7 is a section B B in Fig.5; on Fig section B In figure 5; in Fig.9 section G G in Fig.5; figure 10 section D D in figure 8; figure 11 view E in figure 5; in Fig.12 section W in Fig.5; on Fig section And And in Fig; on Fig diagram of the removal of the head fairing of the rocket "Start". An example of a specific implementation of the multistage rocket "Start-1" 1 ("1st embodiment of the proposed multistage rocket).

В изобретении не приводятся величины интервалов времени срабатывания узлов при уводе обтекателей, а дается только последовательность работы для того, чтобы отразить работоспособность предложенного устройства. The invention does not provide the values of the intervals of the response time of the nodes with the removal of the fairings, but gives only the sequence of work in order to reflect the operability of the proposed device.

Головной обтекатель ракеты "Старт-1" 1 (фиг.1) содержит узлы крепления 2 с ракетой и выполнен составным, с дополнительной поперечной плоскостью разъема 3, делящей корпус головного обтекателя на части: одна часть 4 корпуса головного обтекателя имеет замкнутый торец, а другая часть 5 корпуса обтекателя выполнена незамкнутой с торцев и не ней размещены узлы крепления 2 с ракетой 1, т. е. с ее последней ступенью. Часть 4 снабжена дополнительными узлами крепления 6 с ракетой, выполненными распадающимися (например, в виде разрывных болтов). Головной обтекатель работы снабжен устройством увода, выполненным в виде ракетного двигателя 7 на твердом топливе с сопловым блоком 8 и в виде дополнительного ракетного двигателя 9 на твердом топливе с сопловым блоком 10, закрепленных на внутренней поверхности части 4, находящихся на одинаковом удалении от торца части 4 и разнесенных друг относительно друга по периметру на 178 182o (диапазон углов обусловлен точностью установки относительно угла 180o). Продольная ось каждого ракетного двигателя находится под углом к продольной оси своего соплового блока, а в районе каждого соплового блока в части 4 обтекателя имеется сквозное отверстие. Масса твердого топлива дополнительного ракетного двигателя 9 больше массы твердого топлива ракетного двигателя 7, при этом отношение R массы твердого топлива дополнительного ракетного двигателя 9 к массе твердого топлива ракетного двигателя 7 находится в следующих пределах 1,05<R<1,5, при этом тяга у двигателей одинакова.The head fairing of the Start-1 rocket 1 (Fig. 1) contains attachment points 2 with a rocket and is made integral, with an additional transverse plane of the connector 3, dividing the body of the fairing into parts: one part 4 of the body of the fairing has a closed end, and the other part 5 of the fairing body is made open from the ends and the attachment points 2 with the rocket 1, i.e., with its last stage, are not placed on it. Part 4 is equipped with additional attachment points 6 with a rocket made disintegrating (for example, in the form of explosive bolts). The head fairing is equipped with a withdrawal device made in the form of a solid fuel rocket engine 7 with a nozzle block 8 and in the form of an additional solid fuel rocket engine 9 with a nozzle block 10 mounted on the inner surface of part 4 located at the same distance from the end of part 4 and spaced relative to each other around the perimeter by 178 182 o (the range of angles is due to the accuracy of the installation relative to the angle of 180 o ). The longitudinal axis of each rocket engine is at an angle to the longitudinal axis of its nozzle block, and in the region of each nozzle block in the fairing part 4 there is a through hole. The mass of solid fuel of the additional rocket engine 9 is greater than the mass of solid fuel of the rocket engine 7, while the ratio R of the mass of solid fuel of the additional rocket engine 9 to the mass of solid fuel of the rocket engine 7 is in the following ranges 1.05 <R <1.5, while the thrust the engines are the same.

Описание работы (схемы увода) головного обтекателя ракеты "Старт-1" (1-й вариант исполнения предлагаемой многоступенчатой ракеты). A description of the operation (withdrawal scheme) of the head fairing of the Start-1 rocket (the first embodiment of the proposed multi-stage rocket).

На фиг.2 показана схема увода головного обтекателя ракеты "Старт-1". По команде системы управления срабатывают распадающиеся дополнительные узла крепления 6 обтекателя с ракетой 1 и запускаются ракетные двигателя 7 и 9. При одновременной работе ракетных двигателей происходит увод части 4 обтекателя вдоль оси ракеты на безопасное расстояние от нее, так как тяга у них одинакова. После полного выгорания твердого топлива ракетного двигателя 7, за счет продолжающейся работы ракетного двигателя 9 (так как масса его топлива больше массы топлива ракетного двигателя 7) происходит увод части 4 головного обтекателя в поперечном направлении. Таким образом, часть 4 уводится на безопасное расстояние от траектории движения ракеты. Увод части 4 головного обтекателя проводится до начала работы последней ступени ракеты на внеатмосферном участке траектории, что гарантирует движение части обтекателя проводится до начала работы последней ступени ракеты на внеатмосферном участке траектории, что гарантирует движение части обтекателя по баллистической кривой с последующим входом в плотные слои атмосферы и сгоранием. Часть 5 головного обтекателя не отделяется от ракеты (в данном случае от полезного груза космического аппарата) и продолжает выполнять функцию поддержания температурного режима космического аппарата при движении его на орбите. Figure 2 shows a diagram of the removal of the head fairing of the rocket "Start-1". At the command of the control system, the decaying additional attachment points of the fairing attachment 6 with the rocket 1 are triggered and the rocket engines 7 and 9 are launched. With the simultaneous operation of the rocket engines, part 4 of the fairing is moved along the axis of the rocket to a safe distance from it, since they have the same thrust. After the complete burning of the solid fuel of the rocket engine 7, due to the continued operation of the rocket engine 9 (since the mass of its fuel is greater than the mass of the fuel of the rocket engine 7), the head fairing part 4 is removed in the transverse direction. Thus, part 4 is taken to a safe distance from the trajectory of the rocket. The lead fairing part 4 is carried out before the start of the last stage of the rocket on the extra-atmospheric portion of the trajectory, which ensures the movement of the portion of the fairing is carried out before the start of the last stage of the rocket on the extra-atmospheric portion of the trajectory, which guarantees the movement of the fairing part along the ballistic curve with subsequent entry into the dense atmosphere combustion. Part 5 of the head fairing is not separated from the rocket (in this case, from the payload of the spacecraft) and continues to perform the function of maintaining the temperature regime of the spacecraft when it moves in orbit.

Пример конкретного выполнения головного обтекателя ракеты "Т" 1 (2-й вариант исполнения предлагаемой многоступенчатой ракеты). Головной обтекатель ракеты "Т" 1 (фиг.3) содержит узлы крепления 2 с ракетой и выполнен составным, с дополнительной поперечной плоскостью разъема 3, делящей корпус головного обтекателя на части: одна часть 4 корпуса головного обтекателя имеет замкнутый торец, а другая часть 5 незамкнута с торцев и на ней размещены узлы крепления 2 с ракетой 1, т.е. с ее последней ступенью. Головной обтекатель ракеты 1 снабжен узлами крепления 6 частей корпуса головного обтекателя, размещенными на торцах частей 4 и 5 обтекателя по разные стороны поперечной плоскости разъема 3, при этом части обтекателя поджаты друг к другу по их торцам и соединены друг с другом этими узлами крепления 6. Головной обтекатель ракеты снабжен устройством увода, выполненным в виде ракетного двигателя 7 на твердом топливе с сопловым блоком 8, закрепленным внутри части 4 обтекателя с замкнутым торцем и снабженным дополнительным сопловым блоком 9, при этом продольные оси соплового блока 8 и дополнительного соплового блока 9 находятся в одной плоскости с продольной осью ракетного двигателя 7 и под углом к ней, а ось ракетного двигателя совпадает с продольной осью обтекателя. Со смещением относительно плоскости поперечного разъема 3 размещены удлиненные детонирующие заряды 10 устройства поперечного деления корпуса (узел отделения головного обтекателя) головного обтекателя на части при его отделении. An example of a specific implementation of the head fairing of the rocket "T" 1 (2nd embodiment of the proposed multistage rocket). The head fairing of the rocket "T" 1 (Fig. 3) contains attachment points 2 with the rocket and is made integral, with an additional transverse plane of the connector 3, dividing the body of the fairing into parts: one part 4 of the body of the fairing has a closed end, and the other part 5 it is open from the ends and the attachment points 2 with the rocket 1 are placed on it, i.e. with her last step. The head fairing of the rocket 1 is equipped with attachment points for 6 parts of the head fairing housing located on the ends of the fairing parts 4 and 5 on opposite sides of the transverse plane of the connector 3, while the fairing parts are pressed against each other at their ends and connected to each other by these attachment points 6. The head fairing of the rocket is equipped with a withdrawal device made in the form of a solid propellant rocket engine 7 with a nozzle block 8 fixed to the closed end face part 4 of the fairing and provided with an additional nozzle block 9, at m longitudinal axis of nozzle block 8 and the additional nozzle unit 9 are in the same plane with the longitudinal axis of the thruster 7 and at an angle thereto, and the thruster axis coincides with the longitudinal axis of the fairing. With an offset relative to the plane of the transverse connector 3, elongated detonating charges 10 of the transverse division device of the body (the head fairing separation unit) of the head fairing are parted when it is separated.

Описание работы (схемы увода) головного обтекателя ракеты "Т" (2-й вариант исполнения предлагаемой многоступенчатой ракеты). A description of the operation (withdrawal scheme) of the head fairing of the T rocket (2nd embodiment of the proposed multi-stage rocket).

На фиг.4 показана схема увода обтекателя ракеты "Т". По команде системы управления срабатывает детонирующий удлиненный заряд 10, делящий головной обтекатель на части и запускается ракетный двигатель 7, обеспечивающий увод части 4 головного обтекателя на безопасное расстояние от ракеты. Отделение части 4 происходит до начала работы двигателя последней ступени, что гарантирует ее движение по баллистической кривой с последующим входом в плотные слои атмосферы и сгорание части 4 головного обтекателя. Часть 5 обтекателя остается на ракете и сгорает вместе с ней в плотных слоях атмосферы после выведения полезного груза на заданную траекторию. Пример конкретного выполнения головного обтекателя ракеты "Старт" (3-й вариант исполнения предлагаемой многоступенчатой ракеты). Головной обтекатель ракеты "Старт" 1 (фиг.5) содержит узлы крепления 2 с ракетой и выполнен составным, с дополнительной поперечной плоскостью разъема 3, делящей корпус головного обтекателя на части: одна часть 4 корпуса головного обтекателя имеет замкнутый торец, а другая часть 5 незамкнута с торцев и на ней размещены узлы крепления 2 с ракетой 1, т.е. с ее последней ступенью. Головной обтекатель ракеты "Старт" снабжен распадающимися узлами крепления 6, выполненными в виде разрывных болтов для соединения своих частей 4, 5 и установленными в кронштейнах, размещенных на торцах частей оболочек корпуса по разные стороны поперечной плоскости разъема 3, при этом части оболочек корпуса поджаты друг к другу по их торцам и соединены друг с другом этими распадающимися узлами крепления 6. Головной обтекатель ракеты снабжен устройством увода, выполненным в виде ракетного двигателя 7 на твердом топливе с сопловым блоком 8, закрепленным внутри части 4 корпуса головного обтекателя с замкнутым торцем. Часть 5 корпуса головного обтекателя снабжена торцевым шпангоутом 9 и торцевым шпангоутом 10 (фиг.5). Часть 5 корпуса головного обтекателя выполнена разрезной с продольными сквозными пазами по образующей так, что делит цилиндрическую оболочку на четыре цилиндрические панели (в приведенном варианте исполнения (фиг.7). Целостность конструкции обеспечена путем соединения четырех цилиндрических панелей продольными узлами деления 11 (такое название принято из-за того, что при сбросе обтекателя происходит разделение цилиндрической части 5 обтекателя по этим узлам 11). Продольные узлы деления 11 ориентированы вдоль продольной оси обтекателя, при этом торцевой шпангоут 10 (фиг.6) снабжен кольцевым пазом 12, выполненным на его цилиндрической внутренней поверхности под ответный кольцевой зуб 13 ракеты 1. Шпангоуты 9 и 10 части 5 корпуса (фиг. 5,7 и 8) снабжены продольными сквозными пазами 14 (фиг.7,8), делящими шпангоуты 9 и 10 на кольцевые сектора (в нашем случае каждый на четыре равных сектора), жестко соединенных с торцами цилиндрической оболочки части 5, при этом пазы 14 в шпангоутах, находятся напротив продольных узлов деления 11 части 5 и ориентированы вдоль них. С наружной стороны шпангоута 10 (фиг. 5,7) и по обе стороны каждого сквозного продольного паза закреплены кронштейны 15 (фиг.5,7), контактирующие друг с другом по плоскостям, ориентированным вдоль его продольных сквозных пазов и поджатых посредством распадающихся узлов крепления 2, выполненных в виде разрывных болтов, оси которых размещены по касательным к окружности этого шпангоута и смещены вдоль радиуса от наружной боковой поверхности шпангоута. С наружной стороны каждой части 4 и 5 (фиг.5,9) по обе стороны от плоскости разъема 3, установлены жестко скрепленные с ними и контактирующие друг с другом в поперечной плоскости обтекателя кронштейны 16 (в нашем случае по два кронштейна), поджатые друг к другу распадающимися узлами 6. С наружной стороны каждой оболочки по обе стороны от плоскости разъема между распадающимися узлами 6 установлены жестко скрепленные с ними дополнительные кронштейны 17 и 18 (фиг.5,11), причем кронштейн 17 части 4 содержит вал 19 (фиг.5,10), ориентированный по касательной к окружности плоскости разъема и смещенный вдоль радиуса от наружной боковой поверхности части 4. Вал 19 взаимодействует с ответным открытым пазом кронштейна 18 (фиг.5,10), скрепленного со шпангоутом 9 части 5, при этом паз кронштейна открыт в сторону, противоположную от шпангоута 9 части 5, и образован сходящимися плоскими поверхностями 20, сопрягаемыми с цилиндрической поверхностью 21, ось которой направлена по касательной к окружности плоскости разъема частей корпуса и смещена вдоль радиуса от наружной боковой поверхности шпангоута 9, а паз расширяется по мере удаления от цилиндрической поверхности 21. Вал 19 (фиг.10) выполнен с резьбовыми отверстиями под ответные болты 22, ориентированными перпендикулярно его продольной оси, и соединен со своим кронштейном посредством этих болтов 22, ввернутых в резьбовые отверстия вала 19. Ракетный двигатель 7 на твердом топливе и дополнительный кронштейн 17 с валом 19 разнесены по периметру поперечного сечения части 4 и вдоль ее оси (фиг.5). Угол по окружности между дополнительным кронштейном 17 с валом 19 и ракетным двигателем 7 составляет 178 182o, что обусловлено точностью установки. Продольные узлы деления 11 (фиг.5) части 5 корпуса головного обтекателя выполнены в виде металлических лонжеронов, состоящих из двух элементов 23 и 24 (фиг.12), соединенных каждый с соответствующей цилиндрической панелью части 5 и с соответствующими секторами шпангоутов 9 и 10 продольными заклепочными швами 25 по разные стороны их сквозных пазов и соединенных между собой продольными заклепочными швами 26 (фиг. 12), при этом в зазоре между элементами 23 и 24 лонжерона установлены детонирующие удлиненные заряды (ДУЗ) 27. На торцевом шпангоуте 9 (фиг.8,9 и 12) на его торцевых поверхностях имеются кольцевые пазы 28. Торцевой шпангоут 9 части 5 снабжен криволинейными балками 29 (фиг.8,13). Количество балок 29 соответствует количеству секторов шпангоута 9 (или что тоже самое количеству продольных узлов деления 11). Каждая балка 29 размещена в кольцевом пазу 28 шпангоута 9, жестко соединена с ним по одну сторону от сквозного продольного паза и перекрывает его в окружном направлении и входит в паз 28 смежного сектора шпангоута 9 и контактирует с ответной криволинейной балкой 30 (фиг.8), жестко скрепленной со смежным сектором шпангоута 9, с другой стороны сквозного продольного паза 14 шпангоута 9, и с невыступанием за него.Figure 4 shows a diagram of the removal of the fairing of the rocket "T". At the command of the control system, a detonating elongated charge 10 is activated, dividing the head fairing into parts and the rocket engine 7 is started, which ensures that part 4 of the head fairing is withdrawn to a safe distance from the rocket. The separation of part 4 occurs before the start of the last stage engine, which guarantees its movement along a ballistic curve with subsequent entry into the dense layers of the atmosphere and the combustion of part 4 of the head fairing. Part 5 of the fairing remains on the rocket and burns with it in dense layers of the atmosphere after removing the payload on a given trajectory. An example of a specific implementation of the head fairing of the Start rocket (3rd embodiment of the proposed multi-stage rocket). The head fairing of the rocket "Start" 1 (Fig. 5) contains attachment points 2 with the rocket and is made integral, with an additional transverse plane of the connector 3, dividing the body of the fairing into parts: one part 4 of the body of the fairing has a closed end, and the other part 5 it is open from the ends and the attachment points 2 with the rocket 1 are placed on it, i.e. with her last step. The head fairing of the "Start" rocket is equipped with decaying attachment points 6, made in the form of explosive bolts for connecting their parts 4, 5 and installed in brackets located on the ends of the shell parts on opposite sides of the transverse plane of the connector 3, while the parts of the shells are pressed together to each other at their ends and connected to each other by these decaying attachment points 6. The head fairing of the rocket is equipped with a withdrawal device made in the form of a solid propellant rocket engine 7 with a nozzle block 8 replicated inside part 4 of the body of the fairing with a closed end. Part 5 of the body of the fairing is equipped with an end frame 9 and an end frame 10 (figure 5). Part 5 of the body of the head fairing is made split with longitudinal through grooves along the generatrix so that it divides the cylindrical shell into four cylindrical panels (in the above embodiment (Fig. 7). Integrity of the structure is ensured by connecting four cylindrical panels with longitudinal divisions 11 (this name is accepted due to the fact that when dumping the fairing, the cylindrical part 5 of the fairing is divided by these nodes 11.) The longitudinal nodes of the division 11 are oriented along the longitudinal axis of the fairing, when this end frame 10 (Fig.6) is equipped with an annular groove 12 made on its cylindrical inner surface under the reciprocal annular tooth 13 of the rocket 1. The frames 9 and 10 of the housing part 5 (Figs. 5,7 and 8) are provided with longitudinal through grooves 14 ( 7,8) dividing the frames 9 and 10 into annular sectors (in our case, each into four equal sectors), rigidly connected to the ends of the cylindrical shell of part 5, while the grooves 14 in the frames are opposite the longitudinal division units 11 of part 5 and oriented along them. On the outer side of the frame 10 (Fig. 5,7) and on both sides of each through longitudinal groove, brackets 15 are fixed (Fig. 5,7), which are in contact with each other along planes oriented along its longitudinal through grooves and drawn by means of disintegrating attachment points 2, made in the form of explosive bolts whose axes are tangent to the circumference of this frame and offset along the radius from the outer side surface of the frame. On the outside of each part 4 and 5 (Fig. 5,9) on both sides of the plane of the connector 3, brackets 16 (in our case, two brackets) are tightly fastened with them and in contact with each other in the transverse plane of the fairing, pressed together to each other by decaying nodes 6. On the outer side of each shell on both sides of the connector plane between the decaying nodes 6 additional brackets 17 and 18 are fixed rigidly with them (Fig. 5.11), and the bracket 17 of part 4 contains a shaft 19 (Fig. 5.10), oriented tangent to ok of the plane of the connector and offset along the radius from the outer side surface of part 4. The shaft 19 interacts with the reciprocal open groove of the bracket 18 (Fig. 5,10), fastened to the frame 9 of part 5, while the groove of the bracket is open in the direction opposite to the frame 9 part 5, and is formed by converging flat surfaces 20 mating with a cylindrical surface 21, the axis of which is directed tangentially to the circumference of the plane of the connector of the body parts and is offset along the radius from the outer side surface of the frame 9, and the groove widening moves away from the cylindrical surface 21. The shaft 19 (Fig. 10) is made with threaded holes for mating bolts 22 oriented perpendicular to its longitudinal axis, and connected to its bracket by means of these bolts 22 screwed into the threaded holes of the shaft 19. The rocket engine 7 on solid fuel and an additional bracket 17 with a shaft 19 are spaced around the perimeter of the cross section of part 4 and along its axis (figure 5). The circumference between the additional bracket 17 with the shaft 19 and the rocket engine 7 is 178 182 o , which is due to the accuracy of the installation. The longitudinal nodes of the division 11 (Fig. 5) of the head fairing body part 5 are made in the form of metal spars consisting of two elements 23 and 24 (Fig. 12), each connected to the corresponding cylindrical panel of the part 5 and to the corresponding sectors of the frames 9 and 10 longitudinal riveted seams 25 on opposite sides of their through grooves and interconnected by longitudinal riveted seams 26 (Fig. 12), while in the gap between the elements 23 and 24 of the spar mounted detonating elongated charges (DPS) 27. On the end frame 9 (Fig. 8 9 and 12) on its end surfaces have annular grooves 28. The end frame 9 of part 5 is provided with curved beams 29 (Fig. 8.13). The number of beams 29 corresponds to the number of sectors of the frame 9 (or the same as the number of longitudinal divisions 11). Each beam 29 is placed in the annular groove 28 of the frame 9, is rigidly connected to it on one side of the through longitudinal groove and overlaps it in the circumferential direction and enters the groove 28 of the adjacent sector of the frame 9 and is in contact with the reciprocal curved beam 30 (Fig. 8), rigidly bonded to the adjacent sector of the frame 9, on the other hand of the through longitudinal groove 14 of the frame 9, and not protruding from it.

Описание работы (схемы увода) головного обтекателя ракеты "Старт" (3-й вариант исполнения предлагаемой многоступенчатой ракеты). На фиг.14 показана схема увода головного обтекателя ракеты "Старт". По команде системы управления срабатывают разрывные болты 6. Далее происходит запуск твердотопливного ракетного двигателя 7 и часть 4 корпуса головного обтекателя начинает совершать вращательное движение с центром вращения, совпадающим с продольной осью вала 19, при этом вал 19 проскальзывает во вращательном движении по цилиндрической поверхности 21. Затем благодаря конструкции паза, образованного сходящимися поверхностями 20 кронштейна 18, часть 4 под действием тяги ракетного двигателя 7 приобретает и поступательное движение в поперечном направлении от оси ракеты 1 и тем самым уводится на безопасное расстояние от нее. После этого по команде системы управления срабатывают разрывные болты 2 и детонирующие удлиненные заряды 27 продольных узлов деления 11. В результате происходит распад части 5 на цилиндрические панели, так как под действием давления газов от сработавших ДУЗов создается усилие, срезающее заклепки 26, соединяющие элементы 23 и 24 между собой. Увод цилиндрических панелей части 5 обеспечивается за счет импульса давления газов при срабатывании ДУЗов, обеспечивающего увод каждой цилиндрической панели на безопасное расстояние от ракеты. Увод части 4 головного обтекателя цилиндрические панели части 5 проводится до начала работы последней ступени ракеты на внеатмосферном участке траектории, что гарантирует их движение по баллистической кривой с последующим входов в плотные слои атмосферы и сгорание части 4 и цилиндрических панелей головного обтекателя. A description of the operation (withdrawal scheme) of the head fairing of the Start rocket (the 3rd embodiment of the proposed multi-stage rocket). On Fig shows a diagram of the removal of the head fairing of the rocket "Start". At the command of the control system, the explosive bolts 6 are triggered. Next, the solid propellant rocket engine 7 starts and part 4 of the head fairing body begins to rotate with the center of rotation coinciding with the longitudinal axis of the shaft 19, while the shaft 19 slides in rotational motion along the cylindrical surface 21. Then, thanks to the design of the groove formed by the converging surfaces 20 of the bracket 18, part 4, under the influence of the thrust of the rocket engine 7, also acquires translational motion in the transverse The direction of the axis of the rocket 1 and thereby led away to a safe distance from it. After that, at the command of the control system, explosive bolts 2 and detonating elongated charges 27 of the longitudinal division units 11 are triggered. As a result, part 5 decays into cylindrical panels, since under the action of gas pressure from the triggered DLDs, a force is created that cuts off the rivets 26 connecting the elements 23 and 24 among themselves. The removal of the cylindrical panels of part 5 is ensured by a gas pressure pulse during the triggering of remote sensing devices, which ensures that each cylindrical panel is withdrawn to a safe distance from the rocket. The removal of part 4 of the head fairing cylindrical panels of part 5 is carried out before the start of the last stage of the rocket on the extra-atmospheric portion of the trajectory, which guarantees their movement along the ballistic curve with subsequent entrances to the dense layers of the atmosphere and the combustion of part 4 and the cylindrical panels of the head fairing.

В другом варианте увода часть 4 ракеты "Старт" отделяется как и в варианте 1 увода. Отличие состоит в том, что часть 5 не отделяется, а выход космического аппарата из части 5 после его отделения от ракеты происходит за счет маневра последней ступени ракеты (например ее торможение), а оставшаяся часть 5 головного обтекателя сгорает вместе с последней ступенью ракеты в плотных слоях атмосферы после выведения полезного груза на заданную траекторию. In another version of the withdrawal, part 4 of the Start rocket is detached as in option 1 of the withdrawal. The difference is that part 5 does not separate, and the spacecraft leaves part 5 after it is separated from the rocket due to the maneuver of the last stage of the rocket (for example, its braking), and the remaining part 5 of the head fairing burns together with the last stage of the rocket in dense atmospheric layers after removing the payload to a given trajectory.

В предлагаемом техническом решении обтекатель выполнен разъемным с дополнительной поперечной плоскостью разъема. Благодаря введению дополнительной поперечной плоскости разъема представляется возможным разделить обтекатель на части, соизмеримые обтекателями малой и средней длины, что позволяет использовать их преимущества высокую надежность при достаточной прочности. Оболочка с замкнутым торцем выполняется без деления ее на части и тем самым не имеет ослаблений в части уменьшения прочности. Двигатель увода, размещенный на этой оболочке, обеспечивает увод ее на безопасное расстояние от ракеты и требует усилий (соизмеримых с усилиями для обтекателей малой и средней длины) меньших, чем бы требовались для удлиненного обтекателя. Кроме этого, двигатель увода, используемый в устройстве разведения частей обтекателя, позволяет воздействовать на отделяемую часть в течение времени, необходимым для достаточного удаления ее на безопасное расстояние от ракеты. Незамкнутая оболочка также соизмерима с обтекателями малой и средней длины и, следовательно, обладает их преимуществами. Наличие распадающихся узлов крепления частей головного обтекателя в поперечной плоскости разъема не приводит к снижению надежности, так как для обеспечения достаточной прочности необходимо иметь их не более трех четырех, что практикой проектирования и отработки аналогичных стыков доказало высокую их надежность с обеспечением достаточной прочности. In the proposed technical solution, the fairing is made detachable with an additional transverse plane of the connector. Thanks to the introduction of an additional transverse plane of the connector, it is possible to divide the fairing into parts commensurate with fairings of small and medium length, which allows their advantages to be used with high reliability with sufficient strength. The shell with a closed end is performed without dividing it into parts and thereby has no weakening in terms of strength reduction. The withdrawal engine, located on this shell, provides its withdrawal to a safe distance from the rocket and requires efforts (commensurate with the efforts for fairings of small and medium lengths) smaller than would be required for an elongated fairing. In addition, the withdrawal engine used in the device for breeding the fairing parts allows it to act on the detachable part for the time necessary to sufficiently remove it to a safe distance from the rocket. An open shell is also commensurate with short and medium length fairings and, therefore, has their advantages. The presence of decaying attachment points of the head fairing parts in the transverse plane of the connector does not lead to a decrease in reliability, since in order to ensure sufficient strength it is necessary to have no more than three four, which has proven their reliability with sufficient strength by the practice of designing and testing similar joints.

На примере ракеты "Старт" (фиг.5 13) покажем вклад признаков в достижение поставленной технической задачи. Кольцевой паз на внутренней поверхности шпангоута под ответный зуб ракеты не препятствует перемещению частей цилиндрической оболочки в направлении, перпендикулярном оси обтекателя при их разведении, что гарантирует безударное отделение. On the example of the rocket "Start" (Fig.5 13) show the contribution of the signs in achieving the technical task. The annular groove on the inner surface of the frame for the reciprocal tooth of the rocket does not interfere with the movement of the parts of the cylindrical shell in the direction perpendicular to the axis of the fairing when they are diluted, which guarantees shock-free separation.

При помощи кронштейнов 15 на наружной стороне шпангоута 10 с кольцевым пазом, установленных по обе стороны продольных сквозных пазов 14, контактирующих по плоскостям и поджатых разрывными болтами 2, обеспечивается достаточная прочность обтекателя в условиях наземной эксплуатации и при действии нагрузок на активном участке траектории. Using brackets 15 on the outer side of the frame 10 with an annular groove mounted on both sides of the longitudinal through grooves 14 in contact with the planes and pressed by the bursting bolts 2, sufficient fairing strength is ensured under ground operation and under loads on the active path section.

Также для обеспечения достаточной прочности крепления части корпуса обтекателя 4 с другой его частью 5 устанавливаются кронштейны 16 и разрывные болты 6. Для обеспечения движения по заданной траектории при сбросе части 4 на ней установлен кронштейн 17 с валом 19, соединенный с ним при помощи болтов 22, а части 5 установлен кронштейн 18 с пазом. Вал 19 заходит в паз кронштейна 18 и поджат болтами 22. Такое устройство с одной стороны позволяет в условиях эксплуатации иметь дополнительную точку крепления, а с другой, при срабатывании разрывных болтов 6 и последующей работе двигателя увода обеспечивать на начальном этапе только вращательное движение части 4, а в последующем и поступательное в направлении, перпендикулярном от оси изделия после выхода из паза кронштейна 18. Also, to ensure sufficient strength of the fastening of part of the body of the fairing 4 with its other part 5, brackets 16 and explosive bolts 6 are installed. To ensure movement along a given trajectory when dumping part 4, an arm 17 with a shaft 19 is mounted on it, connected to it using bolts 22, and part 5 has a bracket 18 with a groove. The shaft 19 enters the groove of the bracket 18 and is tightened by the bolts 22. Such a device, on the one hand, allows for an additional fastening point under operating conditions, and, on the other hand, when the burst bolts 6 are triggered and the engine is subsequently operated, provide only the rotational movement of part 4 and subsequently translational in the direction perpendicular to the axis of the product after exiting the groove of the bracket 18.

Продольные узлы деления 11 части 5 корпуса обтекателя состоят из металлических лонжеронов, каждый из которых выполнен из двух частей и соединенных каждая с оболочкой и со шпангоутами по разные стороны продольного сквозного паза и между собой заклепочными швами, а в зазоре между частями лонжеронов установлены детонирующие удлиненные заряды 27. Эта конструкция узла деления цилиндрической оболочки не требует установки толкателей для разведения частей обтекателя, так как разброс частей происходит за счет импульса давления газов при срабатывании детонирующих удлиненных зарядов. Longitudinal dividing units 11 of part 5 of the fairing body consist of metal spars, each of which is made of two parts and each connected to the shell and frames on different sides of the longitudinal through groove and between each other with rivets, and detonating elongated charges are installed in the gap between the parts of the spars 27. This design of the unit for dividing the cylindrical shell does not require the installation of pushers for breeding parts of the fairing, since the dispersion of the parts occurs due to the pressure pulse of gases during operation AANII detonating elongated charges.

В настоящее время разработаны рабочие чертежи на приведенные примеры исполнения головных обтекателей. Головной обтекатель ракеты "Старт-1" прошел наземную отработку, а также использовался в летных испытаниях. Currently, working drawings have been developed for the given examples of head fairings. The head fairing of the Start-1 rocket passed ground testing and was also used in flight tests.

Claims (20)

1. Многоступенчатая ракета, содержащая ступени с двигательными установками и соединенные между собой соединительными отсеками, головной обтекатель, выполненный в виде замкнутой с одного торца оболочки, с поперечной плоскостью разъема с последней ступенью ракеты по сечению, противоположному замкнутому торцу оболочки, узлы крепления головного обтекателя со ступенью ракеты и узлы его отделения от ракеты, отличающаяся тем, что оболочка головного обтекателя выполнена составной из частей с дополнительной поперечной плоскостью разъема, размещенной между замкнутым торцом оболочки головного обтекателя и плоскостью поперечного разъема со ступенью ракеты. 1. A multi-stage rocket containing stages with propulsion systems and interconnected by connecting compartments, a head fairing made in the form of a shell closed from one end of the shell, with a transverse plane of the connector with the last stage of the rocket in a section opposite to the closed end of the shell, the head fairing attachment assemblies with rocket stage and nodes of its separation from the rocket, characterized in that the shell of the head fairing is made up of parts with an additional transverse plane of the connector, times eschennoy between the shell closed end fairing and the plane of the cross connector with a rocket stage. 2. Ракета по п.1, отличающаяся тем, что часть оболочки обтекателя, содержащая замкнутый в вершине торец, снабжена дополнительными узлами крепления со ступенью ракеты. 2. The rocket according to claim 1, characterized in that the part of the fairing shell containing the end face closed at the top is provided with additional attachment points with a rocket stage. 3. Ракета по п.1, отличающаяся тем, что головной обтекатель снабжен устройством увода, выполненным в виде двигателя на твердом топливе с сопловым блоком и закрепленным внутри части оболочки с замкнутым торцом. 3. The rocket according to claim 1, characterized in that the head fairing is equipped with a withdrawal device made in the form of a solid fuel engine with a nozzle block and fixed inside a part of the shell with a closed end. 4. Ракета по пп.1 и 3, отличающаяся тем, что устройство увода содержит дополнительный двигатель на твердом топливе с сопловым блоком, при этом продольная ось каждого двигателя и ось его соплового блока находятся под углом друг к другу. 4. The rocket according to claims 1 and 3, characterized in that the withdrawal device comprises an additional solid fuel engine with a nozzle block, the longitudinal axis of each engine and the axis of its nozzle block being at an angle to each other. 5. Ракета по пп.1, 3 и 4, отличающаяся тем, что двигатели, закрепленные на внутренней поверхности оболочки, находятся в одной поперечной плоскости и разнесены друг относительно друга по периметру на 178 182o, а в районе каждого соплового блока в оболочке имеется сквозное отверстие, при этом масса твердого топлива дополнительного двигателя превышает массу твердого топлива другого двигателя, а соотношение их масс находится в пределах 1,05 1,5.5. The rocket according to claims 1, 3 and 4, characterized in that the engines mounted on the inner surface of the shell are located in the same transverse plane and are spaced 178 182 o relative to each other, and in the area of each nozzle block in the shell there is a through hole, while the mass of solid fuel of the additional engine exceeds the mass of solid fuel of another engine, and the ratio of their masses is in the range of 1.05 1.5. 6. Ракета по пп.1 5, отличающаяся тем, что часть головного обтекателя, содержащая замкнутый в вершине торец, скреплена дополнительными узлами крепления со ступенью ракеты, выполненными распадающимися. 6. The rocket according to claims 1 to 5, characterized in that the part of the head fairing containing the end face closed at the apex is fastened by additional attachment points with a rocket stage made disintegrating. 7. Ракета по п. 1, отличающаяся тем, что головной обтекатель снабжен узлами крепления частей его оболочек между собой, размещенными на частях оболочек по их торцам, и соединены друг с другом этими узлами крепления. 7. The rocket according to claim 1, characterized in that the head fairing is equipped with attachment points of parts of its shells to each other, placed on parts of the shells at their ends, and connected to each other by these attachment points. 8. Ракета по пп.1 и 7, отличающаяся тем, что головной обтекатель снабжен узлом поперечного разделения, выполненным в виде шпангоута с установленным в нем кольцевым удлиненным детонирующим зарядом, размещенным между дополнительной плоскостью поперечного разъема и плоскостью поперечного разъема головного обтекателя со ступенью ракеты. 8. The rocket according to claims 1 and 7, characterized in that the head fairing is equipped with a transverse separation unit made in the form of a frame with an annular elongated detonating charge mounted therein, located between the additional plane of the transverse connector and the plane of the transverse connector of the head fairing with the rocket stage. 9. Ракета по пп.1, 3, 7 и 8, отличающаяся тем, что устройство увода снабжено дополнительным сопловым блоком, при этом оси соплового и дополнительного соплового блоков находятся в одной плоскости с продольной осью двигателя и под углом к ней, а ось двигателя совпадает с продольной осью оболочки головного обтекателя. 9. The rocket according to claims 1, 3, 7 and 8, characterized in that the withdrawal device is equipped with an additional nozzle block, while the axis of the nozzle and additional nozzle blocks are in the same plane with the longitudinal axis of the engine and at an angle to it, and the axis of the engine coincides with the longitudinal axis of the shell of the head fairing. 10. Ракета по пп.1, 3 и 7, отличающаяся тем, что узлы крепления частей оболочек головного обтекателя выполнены распадающимися. 10. The rocket according to claims 1, 3 and 7, characterized in that the attachment points of the parts of the shells of the head fairing are made disintegrating. 11. Ракета по пп.1, 3, 7 и 10, отличающаяся тем, что часть оболочки головного обтекателя с незамкнутым торцом снабжена торцевыми шпангоутами и узлами деления оболочки на части, ориентированными вдоль продольной оси головного обтекателя, при этом торцевой шпангоут со стороны, противоположной дополнительной плоскости разъема, снабжен кольцевым пазом, выполненным на его цилиндрической поверхности под ответный кольцевой зуб ступени ракеты, а оба шпангоута снабжены продольными сквозными пазами, ориентированными вдоль продольных узлов деления оболочки, узлы разделения со ступенью ракеты по числу пазов установлены на наружной поверхности шпангоута с кольцевым пазом по обе стороны каждого сквозного паза. 11. The rocket according to claims 1, 3, 7 and 10, characterized in that the part of the shell of the head fairing with an open end is provided with end frames and nodes for dividing the shell into parts oriented along the longitudinal axis of the head fairing, with the end frame from the side opposite the additional plane of the connector, equipped with an annular groove made on its cylindrical surface under the reciprocal annular tooth of the rocket stage, and both frames are provided with longitudinal through grooves oriented along the longitudinal division units about olochki, separation stage rocket units with the number of slots set on the outer surface of the frame with an annular groove on both sides of each through groove. 12. Ракета по пп.1, 3, 7, 10 и 11, отличающаяся тем, что с наружной стороны шпангоута с кольцевым пазом и по обе стороны каждого сквозного продольного паза закреплены кронштейны, контактирующие друг с другом по плоскостям, ориентированным вдоль его продольных сквозных пазов и поджатых посредством распадающихся узлов, выполненных в виде разрывных болтов, оси которых размещены параллельно касательной к окружности этого шпангоута. 12. The rocket according to claims 1, 3, 7, 10 and 11, characterized in that on the outer side of the frame with an annular groove and on both sides of each through longitudinal groove, brackets are mounted that contact each other along planes oriented along its longitudinal through grooves and tightened by means of disintegrating nodes made in the form of explosive bolts, the axes of which are placed parallel to the tangent to the circumference of this frame. 13. Ракета по пп. 1, 3, 7, 10 12, отличающаяся тем, что распадающиеся узлы крепления частей оболочек головного обтекателя в дополнительной поперечной плоскости разъема выполнены в виде разрывных болтов, оси которых ориентированы вдоль продольной оси обтекателя. 13. The rocket according to paragraphs. 1, 3, 7, 10 12, characterized in that the decaying attachment nodes of the parts of the shells of the head fairing in the additional transverse plane of the connector are made in the form of explosive bolts whose axes are oriented along the longitudinal axis of the fairing. 14. Ракета по пп.1, 3, 7, 10 13, отличающаяся тем, что с наружной стороны каждой части оболочки по обе стороны от дополнительной поперечной плоскости разъема установлены жестко скрепленные с ними и контактирующие друг с другом в поперечной плоскости головного обтекателя кронштейны, поджатые друг к другу разрывными болтами. 14. The rocket according to claims 1, 3, 7, 10 13, characterized in that on the outside of each part of the shell, on both sides of the additional transverse plane of the connector, brackets are rigidly fixed to them and in contact with each other in the transverse plane of the head fairing, tightened to each other by explosive bolts. 15. Ракета по пп.1, 3, 7, 10, 14, отличающаяся тем, что с наружной стороны каждой части оболочки головного обтекателя по обе стороны от дополнительной плоскости поперечного разъема между распадающимися узлами крепления частей оболочек установлены жестко скрепленные с ними дополнительные кронштейны, причем кронштейны части оболочки с замкнутым торцом содержит ориентированный по касательной к окружности дополнительной плоскости поперечного разъема и смещенный по радиусу вал, взаимодействующий с ответным открытым пазом кронштейна, скрепленного со шпангоутом другой части оболочки, при этом паз кронштейна открыт в сторону противоположного шпангоута этой части оболочки, а сам паз образован сходящимися плоскими поверхностями, сопрягаемыми с цилиндрической поверхностью, ось которой направлена по касательной к окружности дополнительной плоскости поперечного разъема частей оболочек и смещена по радиусу, а паз расширяется по мере удаления от цилиндрической поверхности. 15. The rocket according to claims 1, 3, 7, 10, 14, characterized in that on the outside of each part of the shell of the head fairing on both sides of the additional plane of the transverse connector between the decaying attachment nodes of the parts of the shells are additionally fixed rigidly attached to them, moreover, the brackets of the part of the shell with a closed end contains oriented shaft tangential to the circumference of the additional plane of the transverse connector, radially offset, interacting with the reciprocal open groove of the bracket, fastened with the frame of the other part of the shell, while the groove of the bracket is open toward the opposite frame of this part of the shell, and the groove is formed by converging flat surfaces mating with a cylindrical surface whose axis is tangent to the circumference of the additional plane of the transverse connector of the parts of the shells and is shifted radially , and the groove expands with distance from the cylindrical surface. 16. Ракета по пп.1, 3, 7, 10 15, отличающаяся тем, что вал выполнен с резьбовыми отверстиями, ориентированными перпендикулярно его продольной оси и соединен со своим кронштейном посредством болтов, ввернутых в резьбовое отверстие вала. 16. The rocket according to claims 1, 3, 7, 10 15, characterized in that the shaft is made with threaded holes oriented perpendicular to its longitudinal axis and connected to its bracket by means of bolts screwed into the threaded hole of the shaft. 17. Ракета по пп.1, 3, 7, 10 16, отличающаяся тем, что устройство увода и дополнительный кронштейн с валом разнесены по периметру поперечного сечения обтекателя и вдоль его оси. 17. The rocket according to claims 1, 3, 7, 10 16, characterized in that the withdrawal device and the additional bracket with the shaft are spaced along the perimeter of the cross section of the fairing and along its axis. 18. Ракета по пп.1, 3, 7, 10 17, отличающаяся тем, что угол по окружности между дополнительным кронштейном с валом и двигателем увода составляет 178 182o.18. The rocket according to claims 1, 3, 7, 10 17, characterized in that the circumferential angle between the additional bracket with the shaft and the drive motor is 178 182 o . 19. Ракета по пп.1, 3, 7, 10 18, отличающаяся тем, что продольные узлы деления части незамкнутой оболочки выполнены в виде металлических лонжеронов, выполненных из двух частей, соединенных каждая с оболочкой и со шпангоутами по разные стороны сквозного паза и между собой заклепочными швами и винтами, при этом в зазоре между частями лонжерона установлены детонирующие удлиненные заряды, а часть оболочки с незамкнутым торцом выполнена цилиндрической. 19. The rocket according to claims 1, 3, 7, 10 18, characterized in that the longitudinal nodes of the division of the open shell part are made in the form of metal spars made of two parts, each connected to the shell and with frames on different sides of the through groove and between with riveted seams and screws, while in the gap between the parts of the spar detonating elongated charges are installed, and part of the shell with an open end is cylindrical. 20. Ракета по пп. 1, 3, 7, 10 19, отличающаяся тем, что на торцевом шпангоуте, размещенном на части оболочки с незамкнутым торцом со стороны дополнительной поперечной плоскости разъема, на наружной и внутренней его торцевых поверхностях имеются кольцевые пазы и закрепленные в них криволинейные балки переменного поперечного сечения, при этом криволинейные балки закреплены на каждой стороне продольного сквозного паза торцевого шпангоута так, что одна из балок каждого продольного сквозного паза пересекает его и плотно контактирует с боковой поверхностью другой балки, закрепленной на другой стороне продольного сквозного паза. 20. The rocket according to paragraphs. 1, 3, 7, 10 19, characterized in that on the end frame, placed on the part of the shell with an open end on the side of the additional transverse plane of the connector, on the outer and inner end surfaces there are annular grooves and curved beams of variable cross section fixed therein while curved beams are fixed on each side of the longitudinal through groove of the end frame so that one of the beams of each longitudinal through groove intersects it and is in close contact with the side surface of the other beams fixed to the other side of the longitudinal through slot.
RU9393026507A 1993-05-13 1993-05-13 Multi-stage missile RU2076058C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU9393026507A RU2076058C1 (en) 1993-05-13 1993-05-13 Multi-stage missile

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU9393026507A RU2076058C1 (en) 1993-05-13 1993-05-13 Multi-stage missile

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU93026507A RU93026507A (en) 1996-08-27
RU2076058C1 true RU2076058C1 (en) 1997-03-27

Family

ID=20141635

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU9393026507A RU2076058C1 (en) 1993-05-13 1993-05-13 Multi-stage missile

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2076058C1 (en)

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2547963C1 (en) * 2014-02-06 2015-04-10 Открытое Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" Method of aircraft start (versions)
CN109163624A (en) * 2018-09-27 2019-01-08 宁波天擎航天科技有限公司 A kind of separable rocket propulsion system
CN109625338A (en) * 2018-12-12 2019-04-16 湖北航天飞行器研究所 The radome fairing and rocket that can be cast aside certainly
CN110282161A (en) * 2019-05-27 2019-09-27 上海机电工程研究所 Radome fairing separator and its separation method
RU2722994C1 (en) * 2019-05-29 2020-06-05 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Rocket engine with solid fuel
CN113173270A (en) * 2021-04-13 2021-07-27 西安航天动力技术研究所 Sectional type piston separating mechanism
CN114476126A (en) * 2022-01-04 2022-05-13 蓝箭航天空间科技股份有限公司 Connector for rocket fairing and connector sealing connection structure
CN115854798A (en) * 2022-12-28 2023-03-28 北京中科宇航技术有限公司 Reverse-thrust small rocket opening cover separation direction verification tool

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
1. Л.И. Балабух и др. Основы строительной механики ракет. - М.: Высшая школа, 1969, с.674, рис.44.4. 2. И.Н.Пенцак. Теория полета и конструкция баллистических ракет. - М.: Машиностроение, 1974, с.138, рис.7.5. *

Cited By (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2547963C1 (en) * 2014-02-06 2015-04-10 Открытое Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" Method of aircraft start (versions)
CN109163624A (en) * 2018-09-27 2019-01-08 宁波天擎航天科技有限公司 A kind of separable rocket propulsion system
CN109163624B (en) * 2018-09-27 2024-02-13 宁波天擎航天科技有限公司 Separable rocket propulsion system
CN109625338A (en) * 2018-12-12 2019-04-16 湖北航天飞行器研究所 The radome fairing and rocket that can be cast aside certainly
CN109625338B (en) * 2018-12-12 2022-07-15 湖北航天飞行器研究所 Self-throwing-away fairing and rocket
CN110282161A (en) * 2019-05-27 2019-09-27 上海机电工程研究所 Radome fairing separator and its separation method
RU2722994C1 (en) * 2019-05-29 2020-06-05 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Rocket engine with solid fuel
CN113173270A (en) * 2021-04-13 2021-07-27 西安航天动力技术研究所 Sectional type piston separating mechanism
CN113173270B (en) * 2021-04-13 2023-04-07 西安航天动力技术研究所 Sectional type piston separating mechanism
CN114476126A (en) * 2022-01-04 2022-05-13 蓝箭航天空间科技股份有限公司 Connector for rocket fairing and connector sealing connection structure
CN115854798A (en) * 2022-12-28 2023-03-28 北京中科宇航技术有限公司 Reverse-thrust small rocket opening cover separation direction verification tool

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US3903804A (en) Rocket-propelled cluster weapon
US4745861A (en) Missiles
EP2038601B1 (en) Methods and apparatus for missile air inlet
US9605932B2 (en) Gas generators, launch tubes including gas generators and related systems and methods
AU781896B2 (en) Improvements in and relating to the launching of missiles
RU2076058C1 (en) Multi-stage missile
CN111256531B (en) Gun body structure of supercritical carbon dioxide gas gun
CN112361898B (en) Aerospace craft separation system
US20170314896A1 (en) Countermeasure Flares
US6481198B1 (en) Multi-stage rocket motor assembly including jettisonable launch motor integrated with flight igniter
US3403873A (en) Guided missile
US5313870A (en) Double piston propulsion unit
US4625649A (en) Projectiles
JP3062598B1 (en) Flying object composed of connection and separation equipment
RU2633973C1 (en) Solid fuel jet engine with single changeable thrust vector
Stadler et al. The dual pulse motor for LFK NG
Bruckner The ram accelerator: overview and state of the art
Facciano et al. Evolved seasparrow missile jet vane control system prototype hardware development
US7284490B1 (en) Rod warhead systems and associated methods
RU2073188C1 (en) Missile interstage bay
RU2230288C1 (en) Separating jet projectile
US7044060B1 (en) Missile-borne explosive activated grenade release device
US4408536A (en) Method of re-entry body separation and ejection
US3216357A (en) Thrust reversal system
RU2072952C1 (en) Method of delivery of payload by solid-propellant rocket to near-earth orbit and solid-propellant rocket used for realization of this method