UA120801C2

UA120801C2 - METHOD OF SEPARATION OF THE CLEANING FROM THE MAIN PART OF THE ROCKET AND THE MAIN PART OF THE ROCKET

Info

Publication number: UA120801C2
Application number: UAA201805642A
Authority: UA
Inventors: Євген Іванович Шевцов; Євген Дмитрович Харченко; Ігор Дмитрович Самойленко; Андрій Олександрович Макаренко
Original assignee: Державне Підприємство "Конструкторське Бюро "Південне" Ім. М.К. Янгеля"
Priority date: 2018-05-21
Filing date: 2018-05-21
Publication date: 2020-02-10

Abstract

Винахід належить до ракетної техніки, а конкретно до головних частин керованих ракет, що перебувають в щільних шарах атмосфери під дією швидкісних напорів, і обтічники яких в необхідний момент польоту повинні відокремлюватися від корпусу. Спосіб відокремлення обтічника від головної частини ракети, що полягає в ліквідації механічного зв'язку обтічника з корпусом головної частини та відокремленні обтічника відносно ракети з створенням обертового руху в повздовжній площині, причому здійснюють обертання обтічника навколо осі, розміщеної на корпусі головної частини, під дією створених в подовжньому напрямку сил та аеродинамічних сил від набігаючого потоку повітря до досягнення визначеного кута та відокремлення обтічника. Космічна головна частина, що містить обтічник та корпус, з'єднані між собою елементами кріплення, та піроштовхачі, причому обтічник з'єднано з корпусом головної частини за допомогою малоімпульсних пірозамків, встановлених в фітингах шпангоуту корпусу головної частини та шарнірного вузла, який складається з завіси, шпилька якої закріплюється за допомогою гайок в обтічнику, та крюка, в отворі якого розміщується вісь завіси, і який кріпиться до фітинга, встановленого в шпангоуті корпусу головної частини, а в осі завіси та біля отвору крюка виконані вибирання, що визначають кут розщеплення завіси, причому піроштовхачі змонтовані в фітингах шпангоута корпусу головної частини. Запропонований спосіб відокремлення обтічника від головної частини ракети забезпечує підвищення надійності відведення обтічника від корпусу ракети під дією набігаючого потоку повітря. Запропонована конструкція головної частини ракети забезпечує надійне обертання обтічника навколо осі, розміщеної на корпусі головної частини, та гарантоване його відокремлення при досягненні заданого кута, простоту та надійності кріплення обтічника до корпусу головної частини, зменшення ударних імпульсів на чутливе корисне навантаження, що виникають при спрацюванні елементів кріплення обтічника, відсутність виділення порохових газів.The invention relates to missile technology, and in particular to the main parts of guided missiles, which are in the dense layers of the atmosphere under the action of high-speed pressures, and the fairings of which at the required moment of flight must be separated from the hull. A method of separating the fairing from the main part of the rocket, which consists in eliminating the mechanical connection of the fairing with the body of the main part and separating the fairing relative to the rocket to create a rotational motion in the longitudinal plane, and rotate the fairing around the axis located on the body of the main part. in the longitudinal direction of forces and aerodynamic forces from the oncoming air flow to reach a certain angle and separation of the fairing. The space main part, comprising a fairing and a body connected by fastening elements and pyro push pushers, the fairing being connected to the body of the main part by means of low-impulse pyrolocks installed in the fittings of the frame body and the hinge assembly consisting of a curtain , the pin of which is fixed by nuts in the fairing, and the hook, in the hole of which is the axis of the curtain, and which is attached to the fitting installed in the frame of the body of the main part, and in the axis of the curtain and near the hole of the hook moreover, the pushers are mounted in the fittings of the frame frame. The proposed method of separating the fairing from the main part of the rocket provides increased reliability of the removal of the fairing from the rocket body under the action of the oncoming air flow. The proposed design of the warhead provides reliable rotation of the fairing around the axis located on the body of the warhead, and guaranteed its separation when reaching a given angle, simplicity and reliability of the fairing to the body of the warhead, reducing shock pulses to sensitive payloads. fairing mounting, no release of powder gases.

Description

Винахід належить до ракетної техніки, зокрема до головних частин керованих ракет, що перебувають в щільних шарах атмосфери під дією швидкісних напорів, і обтічники яких в необхідний момент польоту повинні відокремлюватися від корпусу.The invention relates to rocket technology, in particular to the main parts of guided missiles that are in dense layers of the atmosphere under the action of high-speed pressures, and the fairings of which must be separated from the body at the necessary moment of flight.

Відомий спосіб відокремлення балістичного ковпака снаряду, суть якого полягає в тому, що руйнують елементи зв'язку балістичного ковпака з корпусом снаряду, переміщують його вздовж осі та відводять вбік від траєкторії руху боковою реактивною силою.There is a known method of separating the ballistic cap of the projectile, the essence of which is to destroy the elements of the connection of the ballistic cap with the projectile body, move it along the axis and divert it away from the trajectory of movement by lateral reactive force.

Даний спосіб реалізується конструкцією снаряду, в корпусі балістичного ковпака якого виконаний наскрізний боковий отвір, перекритий центральною вставкою з перпендикулярною до осі літального апарата камерою високого тиску під електрозапалювач та пороховий заряд.This method is implemented by the design of the projectile, the body of the ballistic cap of which has a through side hole covered by a central insert with a high-pressure chamber perpendicular to the axis of the aircraft for an electric igniter and a powder charge.

Пристрій працює наступним чином. Під дією тиску порохових газів відбувається руйнування гвинтів, що кріплять балістичний ковпак до снаряду, корпус переміщується вздовж осі відносно нерухомої центральної вставки, відкриваючи боковий отвір в корпусі. Далі корпус, що рухається, захоплює центральну вставку, утягує її в рух повздовж осі та під дією бокової реактивної сили відводить від траєкторії снаряду (патент РФ Мо2072096, від 1993, МПК Е42В 15/00.The device works as follows. Under the action of the pressure of the powder gases, the screws fastening the ballistic cap to the projectile are destroyed, the case moves along the axis relative to the stationary central insert, opening a side hole in the case. Next, the moving body grabs the central insert, pulls it into motion along the axis and, under the action of the lateral reactive force, diverts it from the trajectory of the projectile (patent of the Russian Federation Mo2072096, dated 1993, IPC E42B 15/00.

Недоліком даного способу відокремлення балістичного ковпака та наступного відведення з траєкторії польоту снаряда є те, що для розвинення реактивної сили, необхідної для гарантованого відокремлення балістичного ковпака, необхідний великий пороховий заряд, який при задіюванні буде передавати значні ударні навантаження на конструкцію корпусу, зокрема, на чутливу головку самонаведення (ГСН), крім того, дія бокової реактивної сили носить короткочасний характер, причому напрямок її дії відносно кута атаки реалізується довільно, в результаті чого не виключається перетинання траєкторій балістичного ковпака після відокремлення та снаряда, що при певному співвідношенні їх швидкостей може привести до співударяння.The disadvantage of this method of separating the ballistic cap and the subsequent diversion from the flight trajectory of the projectile is that in order to develop the reactive force necessary for the guaranteed separation of the ballistic cap, a large powder charge is required, which, when activated, will transmit significant shock loads to the body structure, in particular, to the sensitive homing head (HG), in addition, the action of the lateral reactive force is of a short-term nature, and the direction of its action relative to the angle of attack is implemented arbitrarily, as a result of which the intersection of the trajectories of the ballistic cap after separation and the projectile is not excluded, which, with a certain ratio of their speeds, can lead to striking together

Недоліком конструкції, що реалізує приведений вище спосіб, є кріплення головного обтічника гвинтами, після руйнування яких виділяються елементи, що можуть пошкодити ГСН, складність та велика вага піротехнічного приводу відведення центральної вставки, при спрацюванні якого виникає велике ударне навантаження на корпус снаряду з виділенням порохових газів, що негативно впливає на роботу ГСН.The disadvantage of the design that implements the above method is the fastening of the main fairing with screws, after the destruction of which elements are released that can damage the GOS, the complexity and heavy weight of the pyrotechnic drive for the removal of the central insert, when it is triggered, a large shock load occurs on the projectile body with the release of powder gases , which negatively affects the work of the GOS.

Відомий спосіб відокремлення головного обтічника (носового блока) керованої ракети з ГСН,There is a known method of separating the main fairing (nose unit) of a guided missile from the GSN,

Зо суть якого полягає в тому, що руйнують елементи зв'язку головного обтічника з корпусом ракети, переміщують його в осьовому напрямку та відводять з траєкторії польоту ракети під дією бокової сили, причому відведення виконують під дією поперечної висхідної аеродинамічних сил, що виникають на боковій поверхні обтічника та встановлених на обтічнику аеродинамічних рулях за рахунок повороту рулів навколо осі в момент відокремлення та подальшого розвороту блока рулями на кут атаки з набігаючим потоком повітря. При цьому бокова аеродинамічна сила реалізується у площині кута атаки керованої ракети та завжди направлена в сторону від траєкторії польоту ракети. Як результат, виключається перетинання траєкторії головного обтічника та керованої ракети після відокремлення (патент Рф на винахід від Мо 2212628 від 23.01.2002, МПК Е428 15/00).The essence of which is that the elements of the connection of the main fairing with the missile body are destroyed, it is moved in the axial direction and diverted from the flight path of the missile under the action of the lateral force, and the diversion is performed under the action of the transverse upward aerodynamic forces arising on the side surface fairing and aerodynamic rudders installed on the fairing due to the rotation of the rudders around the axis at the time of separation and subsequent turning of the block by the rudders to the angle of attack with the oncoming air flow. At the same time, the lateral aerodynamic force is realized in the plane of the guided missile's angle of attack and is always directed away from the missile's flight path. As a result, the crossing of the trajectory of the main fairing and the guided missile after separation is excluded (patent of the Russian Federation for an invention from Mo 2212628 dated 23.01.2002, IPC E428 15/00).

Конструкція, що реалізує даний спосіб відокремлення головного обтічника (носового блока), містить закріплений на корпусі ракети елементами кріплення, що руйнуються, головний обтічник з телескопічним механізмом відокремлення, поршень якого обладнаний піротехнічним пристроєм, при цьому в площині симетрії головного обтічника встановлена з можливістю кутових переміщень пара рулів на спільній осі, що розміщена перпендикулярно повздовжній осі ракети, причому вісь рулів знаходиться спереду центра ваги головного обтічника, але позаду власного аеродинамічного центру тиску рулів, споряджена обмежувачами кутових переміщень та зафіксована від повороту штоком з можливістю розчеплення з ним, при цьому шток жорстко скріплений з упором, який нерухомо змонтовано на поршні.The structure that implements this method of separating the main fairing (nose block) contains a main fairing with a telescopic separation mechanism fixed to the missile body with collapsible fasteners, the piston of which is equipped with a pyrotechnic device, while in the plane of symmetry of the main fairing it is installed with the possibility of angular movements a pair of rudders on a common axis, placed perpendicular to the longitudinal axis of the missile, and the axis of the rudders is located in front of the center of gravity of the main fairing, but behind the own aerodynamic center of pressure of the rudders, equipped with limiters of angular movements and fixed from rotation by a rod with the possibility of disconnection with it, while the rod is rigid fastened with a stop, which is immovably mounted on the piston.

Недоліками цього способу є неможливість відокремлення обтічника під заданим кутом до осі ракети, який гарантує безпеку його відведення.The disadvantages of this method are the impossibility of separating the fairing at a given angle to the missile axis, which guarantees the safety of its removal.

Недоліком конструкції, що реалізує приведений вище спосіб, є великий ударний імпульс, що передається на чутливу ГСН під час руйнування елементів зв'язку головного обтічника з корпусом ракети, складність конструкції головного обтічника в зв'язку з необхідністю встановлення аеродинамічних рулів.The disadvantage of the design that implements the above method is a large impact impulse transmitted to the sensitive GSN during the destruction of the elements connecting the main fairing to the missile body, the complexity of the main fairing design due to the need to install aerodynamic rudders.

Найбільш близьким до запропонованого способу є спосіб розділення головної частини ракети та обтічника (патент СРСР Мо 1834482 від 02.01.1991, МПК Р42815/08, прототип), що полягає в ліквідації механічного зв'язку обтічника з корпусом головної частини та відокремленні обтічника відносно ракети вперед по ходу її руху, причому обтічнику надають додатковий імпульс обертального руху в повздовжній площині та імпульс поступового руху назад та вбік від (516) ракети.The closest to the proposed method is the method of separating the main part of the rocket and the fairing (USSR patent Mo 1834482 dated 02.01.1991, IPC P42815/08, prototype), which consists in eliminating the mechanical connection of the fairing with the body of the main part and separating the fairing relative to the rocket forward in the course of its movement, and the fairing is given an additional impulse of rotational movement in the longitudinal plane and an impulse of gradual movement back and to the side from (516) the rocket.

Спосіб реалізується в головній частині ракети, що містить корпус, плату, обтічник з реактивним двигуном відведення, стикувальний вузол з гільзою та плунжером, піротехнічний привід, причому на краю плати встановлено циліндр з поршнем та штовхачем, а на обтічнику виконано упор, що сполучається з штовхачем, що приводиться в дію від піротехніки.The method is implemented in the main part of the rocket, which contains a body, a board, a fairing with a jet propulsion engine, a docking unit with a sleeve and a plunger, a pyrotechnic drive, and a cylinder with a piston and a pusher is installed on the edge of the board, and a stop that connects to the pusher is made on the fairing , which is powered by pyrotechnics.

Недоліком цього способу є небезпечне відведення обтічника від корпусу ракети під дією набігаючого потоку повітря - неможливість відокремлення обтічника під заданим кутом до осі ракети, який гарантує безпеку його відведення.The disadvantage of this method is the dangerous removal of the fairing from the missile body under the action of the oncoming air flow - the impossibility of separating the fairing at a given angle to the missile axis, which guarantees the safety of its removal.

Недоліком конструкції головної частини ракети є складність та ненадійність кріплення обтічника до корпусу головної частини, великий ударний імпульс, що передається від піротехнічного елемента кріплення на чутливу апаратуру, використання для відведення обтічника реактивного двигуна, який виділяє шкідливі для оптичної апаратури порохові гази.The disadvantage of the design of the main part of the rocket is the complexity and unreliability of attaching the fairing to the body of the main part, a large impact impulse transmitted from the pyrotechnic mounting element to sensitive equipment, the use of a jet engine fairing that releases powder gases harmful to optical equipment.

Перед запропонованим способом відокремлення обтічника від головної частини ракети було поставлено технічне завдання уникнення зіткнення обтічника та корпусу ракети після відокремлення за рахунок того, що після зняття механічного зв'язку обтічника з корпусом головної частини, виконують його обертання відносно осі, розміщеної на корпусі головної частини, під дією створених в повздовжньому напрямку сил та з використанням аеродинамічних сил від набігаючого повітря на кут, який забезпечує безпечне відокремлення обтічника від корпусу, та відокремлюють обтічник від корпусу.The proposed method of separating the fairing from the main part of the missile was set with the technical task of avoiding the collision of the fairing and the missile body after separation due to the fact that after removing the mechanical connection of the fairing with the body of the main part, it is rotated relative to the axis located on the body of the main part. under the action of forces created in the longitudinal direction and using aerodynamic forces from the oncoming air to an angle that ensures safe separation of the fairing from the body, and separate the fairing from the body.

Технічним результатом способу відокремлення обтічника від головної частини ракети є надійне та безпечне відведення обтічника від корпусу ракети під дією набігаючого потоку повітря.The technical result of the method of separating the fairing from the main part of the missile is a reliable and safe removal of the fairing from the missile body under the action of the oncoming air flow.

Відмітними суттєвими ознаками способу є виконання обертання обтічника навколо осі, розміщеної на корпусі, під дією створених в подовжньому напрямку сил та аеродинамічних сил від набігаючого повітря на визначений кут відокремлення.Distinctive essential features of the method are the rotation of the fairing around the axis placed on the body under the action of forces created in the longitudinal direction and aerodynamic forces from the oncoming air at a certain angle of separation.

Таким чином, сукупність відомих суттєвих ознак способу, як розділення головної частини ракети та обтічника шляхом ліквідації механічного зв'язку обтічника з корпусом головної частини та відокремлення обтічника відносно ракети з приданням обтічнику обертового руху та нових суттєвих відмітних ознак винаходу, таких як виконання обертання обтічника навколо осі, розміщеної на корпусі, під дією створених в подовжньому напрямку сил та аеродинамічних силThus, the set of known essential features of the method of separating the main part of the rocket and the fairing by eliminating the mechanical connection of the fairing with the body of the main part and separating the fairing relative to the missile with giving the fairing a rotational movement and new essential distinguishing features of the invention, such as performing the rotation of the fairing around of the axis placed on the body, under the action of forces created in the longitudinal direction and aerodynamic forces

Зо від набігаючого повітря на визначений кут з відокремленням, забезпечують отримання нового технічного результату - надійного та безпечного відведення обтічника від корпусу ракети під дією набігаючого потоку повітря.From the oncoming air at a certain angle with separation, ensure obtaining a new technical result - reliable and safe removal of the fairing from the missile body under the action of the oncoming air flow.

Перед запропонованою авторами конструкцією головної частини, ідо реалізує приведений вище спосіб, було поставлено технічне завдання забезпечення обертання обтічника навколо осі, розміщеній на корпусі головної частини, та його відокремлення при досягненні заданого кута, зменшення негативного впливу при відокремленні на апаратуру головної частини за рахунок того, що обтічник кріпиться до корпусу головної частини за допомогою пірозамків та шарнірного вузлу, причому при спрацюванні пірозамків не відбувається передачі великого ударного імпульсу на чутливу апаратуру і виділення елементів та порохових газів, а шарнірний вузол забезпечує обертання обтічника відносно корпусу та його відокремлення при досягненні заданого кута, при цьому початкове обертання обтічника здійснюється за допомогою піроштовхачів, розміщених в корпусі головної частини.Before the design of the main part proposed by the authors, in order to implement the above method, the technical task was set to ensure the rotation of the fairing around the axis placed on the body of the main part and its separation when reaching a given angle, reducing the negative impact of separation on the equipment of the main part due to the fact that that the fairing is attached to the body of the main part with the help of pyro locks and a hinge assembly, and when the pyro locks are activated, there is no transfer of a large impact impulse to the sensitive equipment and the release of elements and powder gases, and the hinge assembly ensures the rotation of the fairing relative to the housing and its separation when the specified angle is reached, at the same time, the initial rotation of the fairing is carried out with the help of thrusters located in the body of the main part.

Технічним результатом від розробки запропонованої конструкції головної частини є забезпечення простоти та надійності кріплення обтічника до корпусу головної частини, зменшення передачі ударних імпульсів на чутливе корисне навантаження від елементів кріплення обтічника при їх спрацюванні, відсутність виділення порохових газів біля оптичної апаратури, надійного обертання обтічника навколо осі, розміщеній на корпусі головної частини, та гарантованого його відокремлення при досягненні заданого кута.The technical result of the development of the proposed design of the main part is to ensure the simplicity and reliability of attaching the fairing to the body of the main part, reducing the transmission of shock pulses to the sensitive payload from the fairing fastening elements when they are activated, the absence of powder gases near the optical equipment, reliable rotation of the fairing around the axis, placed on the body of the main part, and its separation is guaranteed upon reaching the specified angle.

Відмітними суттєвими ознаками конструкції головної частини є кріплення обтічника до корпусу головної частини за допомогою пірозамків та шарнірного вузла, що забезпечує обертання обтічника відносно корпусу з подальшим відокремленням при досягненні заданого кута, та складається з завіси, шпилька якої закріплюється за допомогою гайок в обтічнику, та крюка, в отворі якого розміщується вісь завіси, причому крюк кріпиться до фітинга, встановленого в шпангоуті корпуса головної частини, а в осі завіси та біля отвору крюка виконані вибирання, що визначають кут розщеплення шарніру.Distinctive essential features of the design of the main part are the fastening of the fairing to the body of the main part with the help of pyro-locks and a hinged assembly, which ensures the rotation of the fairing relative to the body with subsequent separation when a given angle is reached, and consists of a hinge, the pin of which is fixed with the help of nuts in the fairing, and a hook , in the hole of which the axis of the curtain is placed, and the hook is attached to the fitting installed in the framework of the body of the main part, and in the axis of the curtain and near the hole of the hook, selections are made that determine the angle of splitting of the hinge.

Таким чином, сукупність відомих суттєвих ознак конструкції, як кріплення обтічника до головної частини ракети елементами кріплення, використання для відведення обтічника піроштовхачів, та нових суттєвих ознак винаходу, таких як кріплення обтічника до корпусу головної частини за допомогою пірозамків та шарнірного вузла, що забезпечує обертання 60 обтічника відносно корпусу з подальшим відокремленням при досягненні заданого кута, та складається з завіси, шпилька якої закріплюється за допомогою гайок в обтічнику, та крюка, в отворі якого розміщується вісь завіси, причому крюк кріпиться до фітинга, встановленого в шпангоуті корпуса головної частини, а в осі завіси та в отворі крюка виконані вибирання, що визначають кут розщеплення шарніру, забезпечують отримання нового технічного результату - простоту та надійність кріплення обтічника до корпусу головної частини, зменшення передачі ударних імпульсів на чутливе корисне навантаження від елементів кріплення обтічника при їх спрацюванні, відсутність виділення порохових газів біля оптичної апаратури, надійне обертання обтічника навколо осі, розміщеної на корпусі головної частини, та гарантоване його відокремлення при досягненні заданого кута.Thus, a combination of known essential features of the design, such as the fastening of the fairing to the main part of the rocket with fastening elements, the use of pyro thrusters for the removal of the fairing, and new essential features of the invention, such as the fastening of the fairing to the body of the main part with the help of pyrolocks and a hinge unit that ensures the rotation of 60 fairing relative to the body with further separation when a given angle is reached, and consists of a curtain, the pin of which is fixed with nuts in the fairing, and a hook, in the hole of which the axis of the curtain is placed, and the hook is attached to a fitting installed in the framework of the body of the main part, and in the axis of the curtain and in the hole of the hook made selections, which determine the angle of splitting of the hinge, ensure obtaining a new technical result - simplicity and reliability of attaching the fairing to the body of the main part, reducing the transmission of shock pulses to the sensitive payload from the elements of fastening the fairing when they are activated, the absence of powder gases near the optical equipment, the reliable rotation of the fairing around the axis placed on the body of the main part, and its guaranteed separation when the specified angle is reached.

Для пояснення способу відокремлення обтічника від головної частини ракети та конструкції головної частини, що об'єднані спільним винахідницьким задумом, прикладені креслення, на яких зображено:To explain the method of separating the fairing from the main part of the rocket and the structure of the main part, which are united by a common inventive idea, the drawings are attached, which show:

Фіг. 1 - фронтальний переріз головної частини ракети, що перебуває у вихідному стані.Fig. 1 - frontal section of the main part of the rocket in its initial state.

Фіг. 2 - вигляд А на шарнірний вузол (Фіг. 1),Fig. 2 - view A of the hinge assembly (Fig. 1),

Фіг. З - переріз В-В (Фіг. 1) по місцю встановлення елементів кріплення обтічника до корпусу головної частини;Fig. C - section B-B (Fig. 1) at the place of installation of the elements of fastening the fairing to the body of the main part;

Фіг. 4 - переріз Д-Д (Фіг. 4) по місцю встановлення пірозамка.Fig. 4 - section DD (Fig. 4) at the place of installation of the pyro lock.

Фіг. 5 - переріз Е-Е (Фіг. 4) по місцю встановлення пірофіксатора.Fig. 5 - section E-E (Fig. 4) at the place of installation of the pyrofixer.

Фі. 6 - фронтальний переріз обтічника, після обертання обтічника на заданий кут розщеплення шарніра.Fi. 6 - frontal section of the fairing, after the fairing has been rotated to the specified hinge splitting angle.

Головна частина ракети, що реалізує запропонований спосіб відокремлення обтічника від головної частини ракети, містить обтічник 1 та корпус головної частини 2 (Фіг. 1).The main part of the rocket, which implements the proposed method of separating the fairing from the main part of the rocket, contains the fairing 1 and the body of the main part 2 (Fig. 1).

Кріплення обтічника 1 до корпусу головної частини 2 відбувається за допомогою шарнірного вузла З (Фіг. 1, 2) та пірозамків 4 (Фіг. 3, 4), а їх взаємна фіксація виконується з використанням штирів 5 (Фіг. 1), що сприймають поперечні навантаження. Пірозамки 4 характеризуються малим ударним імпульсом, відсутністю виділення порохових газів та зруйнованих частин елементів конструкції. Початок повороту обтічника 1 відносно корпусу 2 здійснюється під дією піроштовхачів 6 (Фіг. З, 5).The fairing 1 is attached to the body of the main part 2 with the help of the hinge assembly C (Fig. 1, 2) and pyro locks 4 (Fig. 3, 4), and their mutual fixation is performed using pins 5 (Fig. 1), which perceive transverse load. Pyrolocks 4 are characterized by a small shock pulse, the absence of release of powder gases and destroyed parts of structural elements. The beginning of rotation of the fairing 1 relative to the body 2 is carried out under the action of thrusters 6 (Fig. 3, 5).

Обтічник 1 (Фіг. 1) складається з термостійкого наконечника 7, обичайки 8, виконаної зFairing 1 (Fig. 1) consists of a heat-resistant tip 7, a sleeve 8, made of

Зо композиційного матеріалу, та шпангоуту 9, з'єднаних між собою різьбовими елементами кріплення та клейовим з'єднанням. Зовнішня поверхня обтічника вкривається теплозахисним покриттям. На шпангоуті 9 виконані отвори К (Фіг. 4) під встановлення хвостовиків 10 пірозамків 4, закріплені фітинг 11 шарнірного вузла 3, уловлювачі 12 гайок 13 пірозамків 4, фітинги 14, що сприймають зусилля, які передаються від піроштовхачів б, розміщених в корпусі головної частини 2.From the composite material and frame 9, connected to each other by threaded fastening elements and an adhesive joint. The outer surface of the fairing is covered with a heat-protective coating. On the frame 9, holes K (Fig. 4) are made for the installation of the shanks 10 of the pyro locks 4, the fitting 11 of the hinge assembly 3, the catchers 12 of the nuts 13 of the pyro locks 4, the fittings 14 that perceive the forces transmitted from the pyro pushers b, located in the body of the main part, are fixed 2.

Для встановлення елементів шарнірного вузла, розміщених в обтічнику, на бокових поверхнях обичайки 8 та шпангоута 9 виконаний прямокутний отвір Г (Фіг. 1), закритий кришкою 15.To install the elements of the hinge unit, placed in the fairing, a rectangular hole Г (Fig. 1), closed with a cover 15, is made on the side surfaces of the frame 8 and frame 9.

На шпангоуті 16 (Фіг. 3) корпусу головної частини 2 розміщуються посадочні місця елементів кріплення та відокремлення обтічника: фітинг 17 шарнірного вузла 3, фітинги 18 для встановлення пірозамків 4 з уловлювачами 19, фітинги 20 піроштовхачів 6. Також в шпангоуті 16 виконано паз Ю (Фіг. 2) для розміщення елементів шарнірного вузла 3, який закритий кришкою 21. В кришці 21 в місцях виконання ступінчатих отворів під встановлення елементів кріплення виконані послаблення з значним зменшенням товщини.On the frame 16 (Fig. 3) of the body of the main part 2, there are seats for fastening elements and separation of the fairing: fitting 17 of the hinge assembly 3, fittings 18 for installing pyro locks 4 with catchers 19, fittings 20 of pyro pushers 6. Also in the frame 16, a groove Y is made ( Fig. 2) for placing the elements of the hinge assembly 3, which is closed by the cover 21. In the cover 21, in the places where the stepped holes are made for the installation of the fastening elements, relaxations are made with a significant decrease in thickness.

Шарнірний вузол З (Фіг. 1, 2) складається з завіси 22, яка містить шпильку 23 з розміщеною під кутом 90" до неї віссю 24. Шпилька 23 встановлена в пазу А! (Фіг. 2) крюка 25, що кріпиться до фітинга 17, а вісь 24 розміщується в отворі Я (Фіг. 1) крюка 25. Отвір Я знаходиться по обидва боки від паза АТ. Розміщення шпильки 23 всередині паза АТ дозволяє сприймати шпилькою бокові навантаження. Шпилька 23 кріпиться до шпангоута 9 обтічника 1 за допомогою гайок 26.The hinge assembly Z (Fig. 1, 2) consists of a hinge 22, which contains a pin 23 with an axis 24 placed at an angle of 90" to it. The pin 23 is installed in the groove A! (Fig. 2) of the hook 25, which is attached to the fitting 17 , and the axis 24 is placed in the hole Y (Fig. 1) of the hook 25. The hole Y is located on both sides of the groove AT. The placement of the pin 23 inside the groove AT allows the pin to perceive lateral loads. The pin 23 is attached to the frame 9 of the fairing 1 with the help of nuts 26 .

На циліндричній поверхні осі 24 та біля отворів Я крюків 25 виконані вибирання, що визначають кут розщеплення шарнірного вузла.On the cylindrical surface of the axis 24 and near the holes I of the hooks 25, selections are made that determine the angle of splitting of the hinge assembly.

В корпус головної частини 2 встановлюється корисне навантаження 27.Payload 27 is installed in the body of the main part 2.

Функціонування головної частини ракети відбувається таким чином.The main part of the rocket functions as follows.

В паз Ю, виконаний в шпангоуті 16 корпусу головної частини 2, та в паз АТ крюка 25 заводять завісу 22. Вісь 24 завіси 22 розміщують в отворі Я крюка 25 шарнірного вузла 3.A curtain 22 is inserted into the groove Y made in the frame 16 of the body of the main part 2, and into the AT groove of the hook 25. The axis 24 of the curtain 22 is placed in the hole Я of the hook 25 of the hinge unit 3.

Проводять стикування обтічника 1 з корпусом головної частини 2, забезпечуючи їх взаємну фіксацію за допомогою штирів 5, та розміщуючи шпильку 23 завіси 22 в отворі М шпангоута 9 з встановленням гайок 26. В фітингах 18 розміщують два пірозамки 4, хвостовики 10 яких бо заводять в отвори К шпангоута 9 та кріплять гайками 13. Далі рівномірно затягують пірозамки 4 та гайки 26 завіс 22 заданим моментом. Монтують уловлювачі 12 гайок 13 та уловлювачі 19 корпусів пірозамків 4. Отвір Г на боковій поверхні обичайки закривають кришкою 15, а паз 10 закривають кришкою 21. Далі встановлюють два піроштовхачі 6, стикують кабельну мережу. В корпус 2 встановлюють корисне навантаження 27.The fairing 1 is connected to the body of the main part 2, ensuring their mutual fixation with the help of pins 5, and placing the pin 23 of the curtain 22 in the hole M of the frame 9 with the installation of nuts 26. Two pyro locks 4 are placed in the fittings 18, the shanks 10 of which are inserted into the holes To frame 9 and fasten with nuts 13. Next, pyrolocks 4 and nuts 26 of curtains 22 are evenly tightened to a given moment. Mount catchers 12 of nuts 13 and catchers 19 of pyro lock housings 4. Hole Г on the side surface of the lock is closed with cover 15, and groove 10 is closed with cover 21. Next, two pyro pushers 6 are installed, the cable network is connected. Payload 27 is installed in housing 2.

В необхідний для відокремлення обтічника момент по кабельній мережі системи керування ракети подається команда на задіювання пірозамків 4, внаслідок чого гайки 13 з хвостовиками пірозамків 4 відокремлюються та фіксуються уловлювачами 12, механічний зв'язок між обтічником 1 та корпусом 2 головної частини здійснюється тільки шарнірним вузлом 3. По кабельній мережі системи керування ракети подається команда на задіювання пі-роштовхачів 6, 10 штоки яких висуваються, тиснучи на шпангоут 9 обтічника 1, при цьому здійснюється початок обертання обтічника навколо осі крюка 25. Обертаючись навколо осі, шпильки 23 завіс 22 впираються в кришки 21 корпусу 2 головної частини, здійснюючи їх відокремлення шляхом руйнування послаблених місць встановлення елементів кріплення. Під дією аеродинамічних навантажень від набігаючого потоку повітря відбувається подальше обертання обтічника 1. При досягненні кута сходу, що забезпечує безударне відокремлення та задане вибираннями в елементах шарнірного вузла З (Фіг. б), вибирання в осі 24 та біля отвору Я крюка 25 співпадають, шарнірний вузол розщеплюється, а обтічник 1 відокремлюється.At the moment necessary for the separation of the fairing, a command is sent through the cable network of the missile control system to activate the pyro locks 4, as a result of which the nuts 13 with the shanks of the pyro locks 4 are separated and fixed by catchers 12, the mechanical connection between the fairing 1 and the body 2 of the main part is carried out only by the hinge assembly 3 . Through the cable network of the missile control system, a command is sent to activate the pyro thrusters 6, the rods 10 of which are extended, pressing on the frame 9 of the fairing 1, at the same time, the fairing begins to rotate around the axis of the hook 25. Rotating around the axis, the pins 23 of the hinges 22 rest against the covers 21 of the body 2 of the main part, separating them by destroying the weakened places of installation of the fastening elements. Under the action of aerodynamic loads from the oncoming air flow, further rotation of fairing 1 occurs. When reaching the angle of descent, which ensures shock-free separation and is specified by the selections in the elements of the hinge assembly Z (Fig. b), the selections in the axis 24 and near the opening I of the hook 25 coincide, the hinge the assembly splits and fairing 1 separates.

Запропонований спосіб відокремлення обтічника від головної частини ракети виконує поставлену технічну задачу уникнення зіткнення ообтічника та корпусу ракети після відокремлення, забезпечує отримання нового технічного результату - підвищення надійності та безпечності відведення обтічника від корпусу ракети під дією набігаючого потоку повітря.The proposed method of separating the fairing from the main part of the missile fulfills the technical task of avoiding collision between the fairing and the missile body after separation, provides a new technical result - increasing the reliability and safety of removing the fairing from the missile body under the action of an oncoming air flow.

Запропонована конструкція головної частини ракети забезпечує реалізацію приведеного вище способу, здійснення обертання обтічника навколо осі, розміщеній на корпусі головної частини, та його відокремлення при досягненні заданого кута, зменшення негативного впливу при відокремленні на апаратуру головної частини, забезпечує отримання нового технічного результату - простоту та надійність кріплення обтічника до корпусу головної частини, зменшення передачі ударних імпульсів на чутливе корисне навантаження від елементів кріплення обтічника при їх спрацюванні, відсутність виділення порохових газів біля оптичної апаратури, надійне обертання обтічника навколо осі, розміщеній на корпусі головної частини, таThe proposed design of the main part of the rocket ensures the implementation of the above method, the rotation of the fairing around the axis located on the body of the main part, and its separation upon reaching a given angle, reducing the negative impact of separation on the equipment of the main part, ensures obtaining a new technical result - simplicity and reliability fastening of the fairing to the body of the main part, reducing the transmission of shock pulses to the sensitive payload from the elements of the fairing attachment when they are activated, the absence of powder gas emission near the optical equipment, reliable rotation of the fairing around the axis located on the body of the main part, and

Зо гарантоване його відокремлення при досягненні заданого кута.Its separation is guaranteed when the specified angle is reached.

Claims

FORMULA OF THE INVENTION

1. The method of separating the fairing from the main part of the missile, which consists in eliminating the mechanical connection of the fairing with the body of the main part and separating the fairing relative to the missile with the creation of a rotational movement in the longitudinal plane, which is distinguished by the fact that forces acting on the fairing in the longitudinal plane create direction, rotate the fairing around the axis placed on the body of the main part, reach the specified angle of separation of the fairing and separate the fairing.

2. The main part of the rocket, which contains the fairing and the body, connected to each other by fastening elements, and pyro thrusters, which is characterized by the fact that the fairing is connected to the body of the main part by means of pyro locks installed in the fittings of the frame of the body of the main part and the hinge assembly , which consists of a curtain, the pin of which is fixed with the help of nuts in the fairing, and a hook, in the hole of which the axis of the curtain is placed, and the hook is fixed to the fitting installed in the frame of the body of the main part, and selections are made in the axis of the curtain and near the opening of the hook, and thrusters are rigidly mounted in the fittings of the frame of the body of the main part parallel to the longitudinal axis.