RU2128816C1 - Device for separation of ballistic missile section - Google Patents
Device for separation of ballistic missile section Download PDFInfo
- Publication number
- RU2128816C1 RU2128816C1 RU94030025A RU94030025A RU2128816C1 RU 2128816 C1 RU2128816 C1 RU 2128816C1 RU 94030025 A RU94030025 A RU 94030025A RU 94030025 A RU94030025 A RU 94030025A RU 2128816 C1 RU2128816 C1 RU 2128816C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- compartment
- section
- rocket
- longitudinal axis
- detachable
- Prior art date
Links
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- General Details Of Gearings (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано при проектировании механизмов отделения, посредством которых осуществляется съем и увод отсеков и крышек от ракеты. The invention relates to the field of rocket science and can be used in the design of separation mechanisms, through which the removal and removal of compartments and covers from the rocket is carried out.
В современном ракетостроении известна, например, схема "холодного" разделения ступеней, где в качестве дополнительного средства разделения используют твердотопливные двигатели, которые могут устанавливаться на верхней ступени для создания требуемого для нее ускорения и увода от нижней ступени или на нижней ступени для ее торможения. Сразу же с освобождением узлов связи включаются разгонные или тормозные твердотопливные двигатели, установленные соответственно на верхней или нижней ступенях, а тяга двигателей верхней ступени выходит на номинальный режим по достижении некоторого расстояния между ступенями (см. К.С. Колесников, В.И.Козлов, В.В.Кокушкин "Динамика разделения летательных аппаратов", М., 1977, стр. 131-132, рис. 4.6). In modern rocket science, for example, the scheme of "cold" separation of stages is known, where solid fuel engines are used as an additional means of separation, which can be installed on the upper stage to create the required acceleration and withdrawal from the lower stage or on the lower stage to slow it down. Immediately with the release of communication nodes, solid-fuel accelerating or braking engines are installed, respectively installed on the upper or lower stages, and the thrust of the upper stage engines reaches the nominal mode after reaching a certain distance between the stages (see K.S. Kolesnikov, V.I. Kozlov , V.V. Kokushkin "Dynamics of the separation of aircraft", M., 1977, pp. 131-132, Fig. 4.6).
Недостатком известных схем разделения является то, что они позволяют осуществлять только линейные перемещения разделяемых ступеней и не решают задачи по уводу, например, корпуса предыдущей ступени с траектории движения ракеты, причем для обеспечения линейного перемещения требуется установка нескольких пороховых ракетных двигателей, посредством которых осуществляют нейтрализацию импульса тяги последствия. A disadvantage of the known separation schemes is that they allow only linear movement of the separated stages and do not solve the problem of removing, for example, the housing of the previous stage from the trajectory of the rocket, and to ensure linear movement requires the installation of several powder rocket engines, through which the impulse is neutralized traction consequences.
Известны также устройства для увода и закрутки предыдущей ступени ракеты, в которых небольшие твердотопливные тормозные двигатели устанавливаются на корпусе предыдущей ступени или в межбаковом пространстве. Двигатели закрываются специальными обтекателями. Сопла двигателей направлены в сторону, противоположную скорости ракеты. Команда на снятие жесткой связи подается одновременно с командами на останов основных двигателей и запуск тормозных. Тормозные ПРД, создавая тягу, притормаживают предыдущую ступень, а оставшаяся часть, освобожденная от связи с ней по инерции, продолжает полет. Also known devices for the removal and spin of the previous stage of the rocket, in which small solid fuel brake engines are installed on the housing of the previous stage or in the inter-tank space. Engines are closed with special fairings. The nozzles of the engines are directed in the direction opposite to the speed of the rocket. The command to remove the hard link is given simultaneously with the commands to stop the main engines and start the brake. The brake PRD, creating traction, slows down the previous stage, and the remaining part, freed from communication with it by inertia, continues to fly.
Известны также комбинированные устройства отделения головной части с одновременным или последующим поворотом корпуса ракеты. Для обеспечения разворота корпуса тормозные ПРД должны устанавливаться асимметрично относительно центра масс (см. И.Н.Пенцак "Теория полета и конструкция баллистических ракет", М., 1974, стр. 236-238). Combined devices for separating the warhead with simultaneous or subsequent rotation of the rocket body are also known. To ensure the rotation of the hull, brake PRDs should be installed asymmetrically with respect to the center of mass (see I.N. Pentsak "Flight Theory and Ballistic Missile Design", Moscow, 1974, pp. 236-238).
Недостатком указанных схем отделения является трудность осуществления одновременного увода и закрутки предыдущей ступени ракеты посредством единой энергетической установки с обеспечением условий безударности, а использование нескольких автономных энергетических установок приводит к увеличению веса конструкции и усложнению эксплуатационных характеристик, что снижает надежность эксплуатации ракеты. Следует отметить, что использование комбинированного устройства отделения с одновременным разворотом корпуса ракеты посредством тормозных ПРД, устанавливаемых асимметрично относительно центра масс, приводит к техническим трудностям по обеспечению безударного отделения, например, в условиях воздействия на ракету импульса тяги последствия отработавшей ступени. The disadvantage of these separation schemes is the difficulty of simultaneously withdrawing and spinning the previous stage of the rocket through a single power plant with shock-free conditions, and the use of several autonomous power plants leads to an increase in the weight of the structure and the complexity of operational characteristics, which reduces the reliability of the rocket. It should be noted that the use of a combined separation device with a simultaneous rotation of the rocket hull by means of braking ballasts mounted asymmetrically with respect to the center of mass leads to technical difficulties in providing shock-free separation, for example, under the influence of a thrust impulse from a spent stage.
Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является обеспечение безударного съема и увода отделяемого отсека на начальном участке его перемещения посредством единой энергетической установки. The problem to which the invention is directed, is to provide shock-free removal and removal of the detachable compartment in the initial section of its movement through a single power plant.
Указанная задача решается тем, что в предлагаемом устройстве сопло ПРД относительно отсека ориентировано наружу в радиальном направлении под углом к продольной оси отделяемого отсека, определяемым из соотношения
где r - радиус отделяемого отсека;
m - масса отделяемого отсека;
J - поперечный момент инерции отделяемого отсека;
l - расстояние от точки пересечения продольной оси сопла с внешней поверхностью отсека до проекции центра масс отделяемого отсека на внешнюю образующую его поверхности.This problem is solved in that in the proposed device the nozzle of the PRD relative to the compartment is oriented outward in the radial direction at an angle to the longitudinal axis of the detachable compartment, determined from the ratio
where r is the radius of the detachable compartment;
m is the mass of the detachable compartment;
J is the transverse moment of inertia of the detachable compartment;
l is the distance from the point of intersection of the longitudinal axis of the nozzle with the outer surface of the compartment to the projection of the center of mass of the detachable compartment on the outer surface forming it.
Наличие отличительных признаков по сравнению с прототипом подтверждает новизну заявляемого устройства. The presence of distinctive features in comparison with the prototype confirms the novelty of the claimed device.
Совокупность существенных признаков позволяет получить технический результат, заключающийся в снижении весогабаритных характеристик устройства отделения. The combination of essential features allows to obtain a technical result, which consists in reducing the weight and size characteristics of the separation device.
Устройство схематически изображено на чертеже, где показан общий вид устройства и приведены траектории перемещений крайних опасных на соударение с ракетой точек. The device is schematically depicted in the drawing, which shows a general view of the device and shows the trajectories of the movement of extreme points of impact with a rocket.
Устройство содержит корпус ракеты 1, на передней части которого посредством пироболтов 2 закреплен отделяемый отсек 3, на внутренней поверхности отсека монтирован автономный ПРД 4, продольная ось сопла которого расположена под углом α к продольной оси отделяемого отсека. The device comprises a rocket housing 1, on the front of which a detachable compartment 3 is fixed by means of pyro-bolts 2, an autonomous PRD 4 is mounted on the inner surface of the compartment, the longitudinal axis of the nozzle of which is located at an angle α to the longitudinal axis of the detachable compartment.
Устройство работает следующим образом. В исходном положении ракета 1 находится в воде в условиях свободного плавания, при этом носовая часть совместно с отсеком предстартовой подготовки 3 расположена в надводном положении. После функционального использования аппаратуры отсека предстартовой подготовки 3 от системы управления ракеты 1 подают одновременно команду на снятие жесткой связи между отсеком 3 и ракетой 1 путем задействования пироболтов 2 и на запуск ПРД 4 съема и увода отделяемого отсека 3. Из чертежа следует, что опасные на соударение точки корпуса отделяемого отсека 3 лежат на внутренней образующей основания отсека 3, при этом наиболее опасная на соударение точка лежит со стороны ПРД 4 в плоскости, проходящей через продольную ось сопла ПРД 4 и центр масс отделяемого отсека 3. Съем и увод отсека 3 осуществляется посредством задействования единой энергетической установки в виде автономного ПРД 4. Для обеспечения безударного схода основания отсека 3 с передней части ракеты 1 на начальном участке перемещения отделяемого отсека 3 организуется параллельное относительно продольной оси ракеты 1 движение опасной на соударение точки. Этого, при работе одной энергетической установки (ПРД 4), можно достичь за счет направления линии действия тяги ПРД 4 (продольной оси его сопла) под заданным углом α к продольной оси отделяемого отсека 3, причем ось сопла ПРД 4 проходит выше центра масс отсека 3, за счет чего обеспечивается вращение корпуса отсека 3 в нужном (заданном) направлении вокруг собственного центра масс, которое компенсирует поперечное линейное перемещение опасной на соударение точки, обусловленной воздействием составляющей проекции тяги ПРД 4 в направлении, перпендикулярном продольной оси ракеты, при этом следует иметь в виду, что перемещение самого центра масс отсека 3 осуществляется по направлению линии действия тяги ПРД 4. Величина угла (α) направления оси сопла ПРД 4 относительно продольной оси отсека 3, при которой обеспечивается параллельное относительно продольной оси ракеты перемещение опасной на соударение точки на начальном участке движения для конкретной конструкции отделяемого отсека является постоянной и зависит от инерционно-габаритных характеристик отсека 3, причем величина угла наклона продольной оси сопла (α) определяется по формуле
где r - радиус отделяемого отсека,
m - масса отделяемого отсека,
J - поперечный момент инерции отделяемого отсека,
l - расстояние от точки пересечения продольной оси сопла с внешней поверхностью отсека до проекции центра масс отделяемого отсека на внешнюю образующую его поверхности.The device operates as follows. In the initial position, the rocket 1 is in water in a free-swimming environment, while the bow, together with the prelaunch compartment 3, is located above the surface. After the functional use of the equipment of the prelaunch preparation compartment 3 from the missile 1 control system, they simultaneously give a command to remove the rigid connection between the compartment 3 and the rocket 1 by activating the pyro-bolts 2 and to launch the PRD 4 of the removal and removal of the detachable compartment 3. It follows from the drawing that it is dangerous to impact points of the housing of the detachable compartment 3 lie on the inner generatrix of the base of compartment 3, while the most dangerous point of impact lies on the side of the PRD 4 in a plane passing through the longitudinal axis of the nozzle of the PRD 4 and the center of mass from the detachable compartment 3. The removal and removal of compartment 3 is carried out by activating a single power plant in the form of an autonomous RPM 4. To ensure an unstressed descent of the base of compartment 3 from the front of the rocket 1, dangerous movement parallel to the longitudinal axis of the rocket 1 is organized on the point impact. This, during the operation of one power plant (Rx 4), can be achieved by directing the line of action of the thrust Rx 4 (the longitudinal axis of its nozzle) at a given angle α to the longitudinal axis of the detachable compartment 3, and the axis of the nozzle Rx 4 passes above the center of mass of the compartment 3 due to which the rotation of the housing of the compartment 3 in the desired (predetermined) direction around its own center of mass is ensured, which compensates for the lateral linear movement of the point dangerous for impact due to the impact of the projection component of the thrust of the front axle 4 in the direction, perpendi the longitudinal axis of the rocket, it should be borne in mind that the movement of the center of mass of compartment 3 is carried out in the direction of the thrust line of the throttle 4. The angle (α) of the nozzle axis of the throttle 4 relative to the longitudinal axis of the compartment 3, which provides parallel relative to the longitudinal the axis of the rocket, the movement of a point dangerous for collision in the initial section of movement for a particular design of the detachable compartment is constant and depends on the inertial-dimensional characteristics of compartment 3, and the angle of inclination it is the longitudinal axis of the nozzle (α) is determined by the formula
where r is the radius of the detachable compartment,
m is the mass of the detachable compartment,
J is the transverse moment of inertia of the detachable compartment,
l is the distance from the point of intersection of the longitudinal axis of the nozzle with the outer surface of the compartment to the projection of the center of mass of the detachable compartment on the outer surface forming it.
На чертеже приведены расчетные траектории движения центра масс отсека и опасных на соударение точек для гипотетической ракеты. Как показали результаты расчетов, перемещение опасной на соударение точки, близкое к параллельному продольной оси ракеты, возможно организовать только на начальном участке движения, который составляет ~ 0,35-0,40 диаметра корпуса отделяемого отсека, что является достаточным для безударного съема и последующего увода отделяемого отсека. The drawing shows the calculated trajectories of the center of mass of the compartment and the points of collision dangerous for a hypothetical rocket. As the calculation results showed, the movement of a point hazardous to collision, close to the parallel longitudinal axis of the rocket, can be arranged only in the initial section of movement, which is ~ 0.35-0.40 of the diameter of the body of the detachable compartment, which is sufficient for shock-free removal and subsequent withdrawal detachable compartment.
Так осуществляется безударное отделение отсека от ракеты. Thus, the shock-free separation of the compartment from the rocket is carried out.
Использование предлагаемого устройства, по сравнению с известными, позволяет за счет применения единой энергетической системы снизить весогабаритные характеристики устройства отделения и обеспечить безударный съем и увод отделяемого отсека на начальном участке его перемещения. Using the proposed device, in comparison with the known ones, allows using the unified energy system to reduce the weight and size characteristics of the separation device and to provide shock-free removal and removal of the detachable compartment in the initial section of its movement.
Claims (1)
где r - радиус отделяемого отсека;
m - масса отделяемого отсека;
J - поперечный момент отделяемого отсека;
L - расстояние от точки пересечения продольной оси сопла с внешней поверхностью отсека до проекции центра масс отделяемого отсека на внешнюю образующую его поверхности.A device for separating the ballistic missile compartment, comprising an autonomous powder rocket engine located in the housing of the detachable compartment and a mechanism for removing a rigid connection between the compartment and the rocket, characterized in that the nozzle of the powder rocket engine relative to the compartment is oriented outward in a radial direction at an angle to the longitudinal axis of the detachable compartment determined from the relation
where r is the radius of the detachable compartment;
m is the mass of the detachable compartment;
J is the transverse moment of the detachable compartment;
L is the distance from the point of intersection of the longitudinal axis of the nozzle with the outer surface of the compartment to the projection of the center of mass of the detachable compartment on the outer surface forming it.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU94030025A RU2128816C1 (en) | 1994-08-09 | 1994-08-09 | Device for separation of ballistic missile section |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU94030025A RU2128816C1 (en) | 1994-08-09 | 1994-08-09 | Device for separation of ballistic missile section |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU94030025A RU94030025A (en) | 1996-06-20 |
| RU2128816C1 true RU2128816C1 (en) | 1999-04-10 |
Family
ID=20159619
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU94030025A RU2128816C1 (en) | 1994-08-09 | 1994-08-09 | Device for separation of ballistic missile section |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2128816C1 (en) |
Families Citing this family (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2755424C1 (en) * | 2021-01-14 | 2021-09-15 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я Березняка" | Rocket compartment separation unit |
| RU205854U1 (en) * | 2021-02-26 | 2021-08-11 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Hydrodynamic unit for separating structural elements |
| RU205988U1 (en) * | 2021-02-26 | 2021-08-13 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Rocket compartment separation system |
| RU2763219C1 (en) * | 2021-02-26 | 2021-12-28 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Method for manufacturing a system of separation of structural elements |
| RU205848U1 (en) * | 2021-03-12 | 2021-08-11 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Rocket stage separation unit |
| RU2763222C1 (en) * | 2021-03-12 | 2021-12-28 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Method for manufacturing the rocket stage separation system |
| RU207991U1 (en) * | 2021-09-22 | 2021-11-29 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Payload Drop Node |
-
1994
- 1994-08-09 RU RU94030025A patent/RU2128816C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Пенцак И.Н. Теория полета и конструкция баллистических ракет. -М., 1974, с. 236 - 238. Колесников К.С. и др. Динамика разделения летательных аппаратов. -М., 1977, с. 131, 132, рис. 4.6. * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU94030025A (en) | 1996-06-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5417393A (en) | Rotationally mounted flexible band wing | |
| US3903804A (en) | Rocket-propelled cluster weapon | |
| US4555971A (en) | Method and apparatus for covering a target area with ammunition | |
| RU2128816C1 (en) | Device for separation of ballistic missile section | |
| US4753171A (en) | Carrier projectile for submunition | |
| EP0793798B1 (en) | Method and device for using warheads released from a launching vehicle to combat targets identified along the flight path of the launching vehicle | |
| WO2019035378A1 (en) | Spacecraft and debris removal system | |
| US5067410A (en) | Flexible wing | |
| US5159151A (en) | Missile nose fairing assembly | |
| US3188768A (en) | Toy projectile which converts to space platform during flight | |
| EP0694155B1 (en) | A method and an apparatus for imparting to an airborn warhead a desired pattern of movement | |
| RU2068169C1 (en) | Process of launching of rocket from aircraft | |
| US4690350A (en) | Despinning mechanism | |
| US2892599A (en) | Integrated air-borne towing apparatus | |
| KR100998138B1 (en) | Payload launching system | |
| US4307651A (en) | Rocket in-tube spin device and rear sabot | |
| US3437286A (en) | Space vehicle spin control | |
| RU2114382C1 (en) | Bicaliber guided missile | |
| RU2133005C1 (en) | Nose section of rocket | |
| RU2248512C1 (en) | Guiding device for rocket launching | |
| CA1148754A (en) | Rocket in-tube spin device and rear sabot | |
| JPH05296700A (en) | Power supply device for missile | |
| DE3722038A1 (en) | Drone with a warhead | |
| RU2211175C2 (en) | Method of rescue of aircraft | |
| RU2354918C1 (en) | Missile head |