UA120801C2 - Спосіб відокремлення обтічника від головної частини ракети та головна частина ракети - Google Patents

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

Відомий спосіб відокремлення головного обтічника (носового блока) керованої ракети з ГСН,

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).

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.

Недоліками цього способу є неможливість відокремлення обтічника під заданим кутом до осі ракети, який гарантує безпеку його відведення.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

Технічним результатом способу відокремлення обтічника від головної частини ракети є надійне та безпечне відведення обтічника від корпусу ракети під дією набігаючого потоку повітря.

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.

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 сил

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.

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.

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.

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.

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.

Для пояснення способу відокремлення обтічника від головної частини ракети та конструкції головної частини, що об'єднані спільним винахідницьким задумом, прикладені креслення, на яких зображено:

Фіг. 1 - фронтальний переріз головної частини ракети, що перебуває у вихідному стані.

Фіг. 2 - вигляд А на шарнірний вузол (Фіг. 1),

Фіг. З - переріз В-В (Фіг. 1) по місцю встановлення елементів кріплення обтічника до корпусу головної частини;

Фіг. 4 - переріз Д-Д (Фіг. 4) по місцю встановлення пірозамка.

Фіг. 5 - переріз Е-Е (Фіг. 4) по місцю встановлення пірофіксатора.

Фі. 6 - фронтальний переріз обтічника, після обертання обтічника на заданий кут розщеплення шарніра.

Головна частина ракети, що реалізує запропонований спосіб відокремлення обтічника від головної частини ракети, містить обтічник 1 та корпус головної частини 2 (Фіг. 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).

Обтічник 1 (Фіг. 1) складається з термостійкого наконечника 7, обичайки 8, виконаної з

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.

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.

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.

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.

На циліндричній поверхні осі 24 та біля отворів Я крюків 25 виконані вибирання, що визначають кут розщеплення шарнірного вузла.

В корпус головної частини 2 встановлюється корисне навантаження 27.

Функціонування головної частини ракети відбувається таким чином.

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.

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.

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.

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.

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, та

Зо гарантоване його відокремлення при досягненні заданого кута.

Claims (2)

ФОРМУЛА ВИНАХОДУ

1. Спосіб відокремлення обтічника від головної частини ракети, що полягає в ліквідації механічного зв'язку обтічника з корпусом головної частини та відокремленні обтічника відносно ракети зі створенням обертового руху в повздовжній площині, який відрізняється тим, що створюють сили, які діють на обтічник в повздовжньому напрямку, здійснюють обертання обтічника навколо осі, розміщеної на корпусі головної частини, досягають визначеного кута відокремлення обтічника і відокремлюють обтічник.

2. Головна частина ракети, що містить обтічник та корпус, з'єднані між собою елементами кріплення, та піроштовхачі, яка відрізняється тим, що обтічник з'єднано з корпусом головної частини за допомогою пірозамків, встановлених в фітингах шпангоуту корпусу головної частини та шарнірного вузла, який складається з завіси, шпилька якої закріплена за допомогою гайок в обтічнику, та крюка, в отворі якого розміщено вісь завіси, причому крюк закріплено до фітинга, встановленого в шпангоуті корпусу головної частини, а в осі завіси та біля отвору крюка виконані вибирання, причому піроштовхачі жорстко змонтовані в фітингах шпангоута корпусу головної частини паралельно повздовжній осі.