RU2315261C2 - Stabilizing device of aircraft winged missile - Google Patents
Stabilizing device of aircraft winged missile Download PDFInfo
- Publication number
- RU2315261C2 RU2315261C2 RU2006102052/02A RU2006102052A RU2315261C2 RU 2315261 C2 RU2315261 C2 RU 2315261C2 RU 2006102052/02 A RU2006102052/02 A RU 2006102052/02A RU 2006102052 A RU2006102052 A RU 2006102052A RU 2315261 C2 RU2315261 C2 RU 2315261C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- aerodynamic
- rudders
- control
- stabilization device
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Transmission Devices (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области ракетной техники, а более конкретно к крылатым ракетам (КР) авиационного базирования. Изобретение описывает устройство, обеспечивающее стабилизацию и управление КР на начальном участке полета, сразу после отделения от самолета, и может найти применение, преимущественно, на ракетах, изначально разработанных для других типов носителей, например - морских или наземных, и адаптируемых к условиям авиационного базирования.The invention relates to the field of rocket technology, and more particularly to aircraft-based cruise missiles (CD). The invention describes a device that provides stabilization and control of aircraft in the initial phase of flight, immediately after separation from the aircraft, and can find application mainly on missiles originally developed for other types of carriers, for example, sea or ground, and adaptable to air-based conditions.
Одним из основных требований, предъявляемым к авиационным КР, является наиболее компактное их размещение на самолетах-носителях. С этой целью применяют различные технические решения, такие как: складывание крыла ракет при размещении на носителях, например - КР 3М80 («Москит») и Х-35 (А.В.Карпенко, С.М.Ганин «Отечественные авиационные тактические ракеты», военно-технический сборник «Бастион» №1, 2000, С.-Петербург, стр.56-59 и 73-74); размещение ракет на самолете в положении, развернутом вокруг продольной оси, обеспечивающем рациональную конфигурации КР на подвеске, в сочетании с послестартовым разворотом в исходное (полетное) положение, описанное в заявке на изобретение «Способ применения авиационной КР с воздушно-реактивной двигательной установкой», поданной одновременно с настоящей заявкой.One of the main requirements for aviation KR is their most compact placement on carrier aircraft. For this purpose, various technical solutions are used, such as: folding the wing of missiles when placed on carriers, for example - KP 3M80 (Moskit) and X-35 (A.V. Karpenko, S.M. Ganin “Domestic tactical missiles” , military-technical collection "Bastion" No. 1, 2000, St. Petersburg, pp. 56-59 and 73-74); placing missiles on an airplane in a position deployed around a longitudinal axis, ensuring a rational configuration of the RS on the suspension, in combination with a post-launch turn to the initial (flight) position described in the application for the invention, "Method for the use of aviation RS with an air-propelled propulsion system", filed simultaneously with this application.
Однако складывание крыла, как правило, лишает ракету управляемости до момента его полного раскрытия, а для выполнения разворота КР в полетное положение могут потребоваться меры по повышению эффективности органов управления, например, в случае неблагоприятной начальной центровки, характерной для ракет с тандемным или встроенным твердотопливным разгонным двигателем. В подобных случаях, которые, как правило, возникают при адаптации к условиям авиационного базирования ракет, ранее разработанных для других типов носителей, применяют специальные устройства, обеспечивающие стабилизацию КР на время прохождения переходных процессов.However, folding the wing, as a rule, deprives the missile of controllability until it is fully deployed, and in order to turn the aircraft into flight position, measures may be required to increase the efficiency of the controls, for example, in the case of an unfavorable initial alignment characteristic of missiles with a tandem or integrated solid-fuel booster engine. In such cases, which, as a rule, arise when adapting to the conditions of aviation-based missiles previously developed for other types of carriers, special devices are used to stabilize the RS during the transition process.
Наиболее близким по совокупности признаков с заявленным изобретением является устройство стабилизации, примененное на авиационном варианте КР «Метеорит» («ФГУП «НПО Машиностроения. 60 лет самоотверженного труда во имя мира», изд. дом «Оружие и технологии России», М., 2004, стр.81, 82, 229). Известное устройство стабилизации (см. фото из указанного источника, приведенное в приложении) выполнено в виде отделяемого от ракеты хвостового обтекателя, снабженного тремя аэродинамическими рулями. Его функционирование обеспечивают приводы и механизмы управления рулями, размещенные в полости обтекателя, а отделение от ракеты - специальные быстроразъемные соединения. В качестве таковых, как правило, используются механические пиротехнические средства (пироболты или пиротолкатели) и отрывные электрические разъемы.The closest in combination of features with the claimed invention is the stabilization device used on the aviation version of the Kyrgyz Republic “Meteorite” (FSUE NPO Mashinostroyeniya. 60 years of dedicated work for peace, publishing house “Arms and Technologies of Russia”, M., 2004 , p. 81, 82, 229). The known stabilization device (see photo from the specified source, given in the appendix) is made in the form of a tail fairing detachable from a rocket, equipped with three aerodynamic rudders. Its functioning is provided by drives and rudder control mechanisms located in the fairing cavity, and the separation from the rocket is provided by special quick-release couplings. As such, as a rule, mechanical pyrotechnic means (pyro-bolts or pyro-pushers) and detachable electrical connectors are used.
Однако, применительно к малогабаритным КР, совместное размещение необходимого оборудования в пределах ограниченного диаметра приводит к увеличению длины и нерациональным внешним формам устройства стабилизации. Реализация же подобных компоновочных решений, применительно к КР с комбинированными двигательными установками на основе ПВРД, например, выполненным по компоновочной схеме, описанной в патентах РФ №2117907 и №2215981 (МПК F42В 15/00), сопряжена с дополнительными сложностями.However, in relation to small-sized RCs, the joint placement of the necessary equipment within a limited diameter leads to an increase in the length and irrational external forms of the stabilization device. The implementation of such layout solutions, as applied to the KR with combined propulsion systems based on ramjet engines, for example, made according to the layout scheme described in RF patents No. 2117907 and No. 2215981 (IPC F42B 15/00), is associated with additional difficulties.
Во-первых, особенности конструкции комбинированной двигательной установки данной КР, которая представляет собой прямоточный маршевый двигатель (ПВРД) с несущим (то есть являющимся элементом фюзеляжа) корпусом и встроенным в него разгонным ракетным двигателем на твердом топливе (РДТТ), делают практически невозможной проводку электрокоммуникаций к устройству стабилизации в пределах диаметра фюзеляжа ракеты. Также существенно усложнена компоновка быстроразъемных соединений на стыке такой КР с устройством стабилизации. Это приводит к необходимости организации гаргротов и блистеров, существенно выступающих за обводы ракеты, а значит - увеличению ее аэродинамического сопротивления в целом.Firstly, the design features of the combined propulsion system of this KR, which is a direct-flow marching engine (ramjet) with a bearing (that is, an element of the fuselage) body and a solid fuel accelerating rocket engine (RDTT) built into it, make it impossible to conduct electrical communications to the stabilization device within the diameter of the fuselage of the rocket. The layout of quick disconnect joints at the junction of such a switchgear with a stabilization device is also significantly complicated. This leads to the necessity of organizing gargrots and blisters, which are essentially in favor of the contours of the rocket, which means an increase in its aerodynamic drag as a whole.
Во-вторых, большая часть топлива встроенного разгонного РДТТ сосредоточена в хвостовой части КР, что, в свою очередь, позволяет судить о неблагоприятной начальной центровке ракеты. В сочетании с относительно небольшим плечом установки аэродинамических рулей (см. фиг.1 описания изобретения по патенту №2215981), это чревато ситуацией возможной статической неустойчивости КР в конфигурации без дополнительных стабилизующих поверхностей. Данное обстоятельство, возникающее после отделения устройства стабилизации и действующее до момента запуска разгонного РДТТ (то есть - задействования его эффективных газодинамических органов управления), является основанием для «ужесточения требований» по синхронизации выполнения указанных операций.Secondly, most of the fuel of the built-in booster solid propellant rocket engine is concentrated in the tail part of the CR, which, in turn, allows us to judge the unfavorable initial alignment of the rocket. In combination with a relatively small shoulder of the installation of aerodynamic rudders (see FIG. 1 of the patent specification No. 2215981), this is fraught with a situation of possible static instability of the RC in a configuration without additional stabilizing surfaces. This circumstance that occurs after the stabilization device is separated and is valid until the launch of the accelerated solid propellant rocket engine (that is, the use of its effective gas-dynamic control elements) is the basis for "tightening requirements" for synchronizing the execution of these operations.
Задачей, решаемой изобретением, является:The problem solved by the invention is:
- сокращение общего количества бортовых агрегатов, необходимых для обеспечения стабилизации и управления ракетой на начальном этапе ее автономного полета, включая оборудование, размещаемое в корпусе устройства стабилизации,- reducing the total number of airborne units necessary to ensure stabilization and control of the rocket at the initial stage of its autonomous flight, including equipment placed in the body of the stabilization device,
- обеспечение непрерывного управления КР на указанном этапе полета за счет минимизации времени прохождения переходных процессов,- providing continuous control of the CR at the indicated stage of the flight by minimizing the transit time,
- ограничение негативного влияния на аэродинамические характеристики КР от внедрения устройства стабилизации в состав ракеты при адаптации последней к условиям авиационного базирования.- limitation of the negative impact on the aerodynamic characteristics of the Kyrgyz Republic from the introduction of a stabilization device in the composition of the rocket when the latter is adapted to the conditions of aviation based.
Эта задача решается благодаря тому, что в известном устройстве стабилизации авиационной крылатой ракеты, содержащем корпус, установленный с возможностью отделения на хвостовой части ракеты, аэродинамические рули, смонтированные на корпусе, приводы и механизмы управления рулями, согласно заявленному изобретению корпус устройства стабилизации выполнен в виде выпуклой крышки, герметизирующей сопло твердотопливного разгонного двигателя ракеты, а органы управления из состава этого устройства - в виде четырех пар кинематически связанных между собой аэродинамических рулей и газовых рулей твердотопливного разгонного двигателя, причем каждая пара рулей устройства стабилизации размещена в плоскостях установки аэродинамических рулей ракеты и связана с соответствующим приводом руля ракеты посредством тяг управления и механизма управления рулями устройства стабилизации, который выполнен с возможностью отделения звеньев, управляющих положением аэродинамического руля устройства, а также - разделения с тягами управления от привода руля ракеты.This problem is solved due to the fact that in the known stabilization device of an aircraft cruise missile containing a body mounted with the possibility of separation on the tail of the rocket, aerodynamic rudders mounted on the body, drives and steering mechanisms, according to the claimed invention, the body of the stabilization device is made in the form of a convex a cover that seals the nozzle of a solid propellant booster rocket engine, and the controls of this device are in the form of four pairs of kinematically connected between each other the aerodynamic rudders and the gas rudders of a solid propellant booster engine, each pair of stabilization device rudders being placed in the planes of the rocket aerodynamic rudders installation and connected to the corresponding rocket rudder drive via control rods and the stabilization device rudder control mechanism, which is capable of separating links controlling position aerodynamic steering device, as well as separation with control rods from the rudder drive.
Технический результат использования изобретения состоит в том, что оно позволяет создать конструкцию устройства стабилизации, которая, по сравнению с традиционными, характеризуется упрощенной структурой и значительно меньшими массой и габаритами. Это обеспечивается за счет применения решений, позволяющих агрегатам авиационной КР совмещать несколько функций, в том числе - возлагаемых на устройство стабилизации, например:The technical result of the use of the invention lies in the fact that it allows you to create the design of a stabilization device, which, in comparison with traditional ones, is characterized by a simplified structure and significantly smaller mass and dimensions. This is achieved through the use of solutions that allow aviation KR units to combine several functions, including those assigned to the stabilization device, for example:
- исполнение сопловой заглушки разгонного РДТТ в виде выпуклой крышки позволяет ей, наряду с основным предназначением, а именно - герметизацией внутренней полости и обеспечением заданного режима запуска двигателя, выполнять функции корпуса устройства стабилизации. При этом отпадает необходимость в использовании каких-либо дополнительных узлов для отделения корпуса устройства от ракеты и обеспечивается управление КР без промежутков на «передачу управления» от одних (аэродинамических) органов управления устройства стабилизации другим (газодинамическим);- the execution of the nozzle plug of the booster RDTT in the form of a convex cover allows it, along with its main purpose, namely, sealing the internal cavity and providing the specified engine starting mode, to fulfill the functions of the stabilization device body. At the same time, there is no need to use any additional units to separate the device’s body from the rocket and the control gear is provided without gaps to “transfer control” from one (aerodynamic) control device to another stabilization device (gas-dynamic);
- кинематическая связь органов управления устройства стабилизации между собой, а также приводом, размещенным на борту ракеты, позволяет этому приводу управлять не только соответствующим аэродинамическим рулем маршевой ступени КР, но и парой рулей устройства стабилизации, установленной в одной с ним плоскости. При этом тяги от привода, прокладываемые по наружной поверхности хвостового отсека ракеты, могут быть выполнены в виде тросов или металлических лент, почти не выступающих за обводы ее фюзеляжа, а требуемые передаточные числа между органами управления ракеты и устройства стабилизации могут быть обеспечены за счет выбора соответствующего соотношения плеч качалок механизма управления рулями.- the kinematic connection of the control devices of the stabilization device with each other, as well as with the drive placed on board the rocket, allows this drive to control not only the corresponding aerodynamic wheel of the marching stage of the Kyrgyz Republic, but also a pair of steering wheels of the stabilization device installed in the same plane. In this case, traction from the drive, laid on the outer surface of the tail section of the rocket, can be made in the form of cables or metal bands that almost do not protrude over the contours of its fuselage, and the required gear ratios between the rocket controls and the stabilization device can be achieved by selecting the appropriate the ratio of the shoulders of the rocking mechanism of the steering wheel control.
Благодаря указанной совокупности технических решений, из традиционного состава устройства стабилизации могут быть исключены специальные пиросредства крепления и отделения устройства от ракеты и узкоспециализированные приводы. Соответственно отпадает необходимость в электрооборудовании устройства стабилизации, а также - проводке коммуникаций и применении электроразъемов, которые связывали бы его с бортовой системой управления ракеты.Thanks to the specified set of technical solutions, from the traditional structure of the stabilization device, special pyro means for fastening and separating the device from the rocket and highly specialized drives can be excluded. Accordingly, there is no need for the electrical equipment of the stabilization device, as well as the wiring of communications and the use of electrical connectors that would connect it with the onboard missile control system.
Сущность предлагаемого устройства проиллюстрирована на фиг.1-7.The essence of the proposed device is illustrated in Fig.1-7.
На фиг.1 представлен общий вид КР в сборе с устройством стабилизации при размещении ракеты на самолете-носителе (в конкретном примере КР размещена на самолете в соответствии с техническим решением по заявке на «Способ применения авиационной КР...», то есть в положении, развернутом вокруг продольной оси на угол 45°). На фиг.2 - вид сзади на КР в указанном положении. На фиг.3 и 4 показана хвостовая часть КР и устройство стабилизации в частичном разрезе. На фиг.5-7 показана схема функционирования КР с устройством стабилизации после отделения ракеты от самолета.Figure 1 shows a General view of the CR assembled with a stabilization device when placing the rocket on a carrier aircraft (in a specific example, the KR is placed on the plane in accordance with the technical decision on the application for "Method of using aviation KR ...", that is, in the position rotated around a longitudinal axis at an angle of 45 °). Figure 2 is a rear view of the CR in the indicated position. Figure 3 and 4 shows the tail section of the Raman and a stabilization device in partial section. Figure 5-7 shows a diagram of the functioning of the CR with the stabilization device after separation of the rocket from the aircraft.
Крылатая ракета (1) выполнена по нормальной аэродинамической схеме и содержит осесимметричный фюзеляж, крыло и оперение, которое выполнено в виде четырех цельноповоротных аэродинамических рулей (2). Рули (2) установлены в плоскостях I, II, III и IV ракеты и управляются посредством приводов (3), размещенных внутри фюзеляжа.The cruise missile (1) is made according to the normal aerodynamic scheme and contains an axisymmetric fuselage, wing and tail, which is made in the form of four all-rotating aerodynamic rudders (2). The rudders (2) are installed in the planes I, II, III and IV of the rocket and are controlled by actuators (3) located inside the fuselage.
КР (1) оснащена комбинированной двигательной установкой, которая представляет собой ПВРД (4) с несущим корпусом и встроенным в него разгонным РДТТ (5), который имеет газодинамические органы управления, выполненные в виде четырех газовых рулей (6).KR (1) is equipped with a combined propulsion system, which is a ramjet (4) with a bearing body and an accelerating solid propellant rocket (5) built in it, which has gas-dynamic controls made in the form of four gas rudders (6).
На хвостовой части КР (1) установлено устройство стабилизации (7), которое состоит из корпуса и органов управления.On the tail part of the KR (1), a stabilization device (7) is installed, which consists of a body and controls.
Корпус устройства стабилизации (7) выполнен в виде крышки (8), герметизирующей сопло (9) разгонного РДТТ (5). Крышка (8) имеет цилиндрическую боковую поверхность, выступающую за срез сопла (9), и скреплена с последним тарированными болтами (10), рассчитанными на разрушение от действия растягивающей силы определенной величины.The body of the stabilization device (7) is made in the form of a cover (8) that seals the nozzle (9) of the accelerating solid propellant rocket motor (5). The cover (8) has a cylindrical lateral surface that protrudes beyond the nozzle exit (9) and is fastened to the last calibrated bolts (10), which are designed to be damaged by a tensile force of a certain magnitude.
Органы управления устройства стабилизации (7) выполнены в виде четырех пар кинематически связанных между собой цельноповоротных аэродинамических рулей (11) и упомянутых выше газовых рулей (6) РДТТ (5), которые входят в состав устройства стабилизации функционально.The controls of the stabilization device (7) are made in the form of four pairs of kinematically coupled interlocking aerodynamic rudders (11) and the aforementioned gas rudders (6) of solid propellant rocket motors (5), which are part of the stabilization device functionally.
Аэродинамические рули (11) смонтированы на боковой поверхности крышки (8) посредством кронштейнов (12), в которые запрессованы оси вращения указанных рулей. Причем каждый аэродинамический руль (11) установлен соосно с соответствующим газовым рулем (6) и взаимодействует с качалкой (13) последнего. Для чего в плоскость руля (11) запрессован направляющий штырь (14), в кронштейне (12) выполнен радиальный паз для перемещения штыря (14), а качалка (13) газового руля (6) имеет водило с прорезью под указанный штырь.Aerodynamic rudders (11) are mounted on the side surface of the cover (8) by means of brackets (12), into which the axis of rotation of these rudders are pressed. Moreover, each aerodynamic steering wheel (11) is installed coaxially with the corresponding gas steering wheel (6) and interacts with the rocking chair (13) of the latter. For this purpose, a guide pin (14) is pressed into the plane of the steering wheel (11), a radial groove is made in the bracket (12) to move the pin (14), and the rocker (13) of the gas steering wheel (6) has a carrier with a slot for the specified pin.
Спаренные таким образом рули (11) и (6) устройства стабилизации (7) размещены в плоскостях I, II, III и IV ракеты, то есть в плоскостях установки аэродинамических рулей (2) КР (1). При этом каждая качалка (13) газового руля (6), которая на плече, противоположном водилу, имеет зубчатый сектор, через промежуточную шестерню (15) взаимодействует с качалкой-шестерней (16), закрепленной на заднем торце фюзеляжа КР (1). В свою очередь, упомянутая качалка-шестерня (16) посредством ленточных тяг (17), проложенных по наружной поверхности хвостового отсека КР (1), связана с соответствующим приводом (3) руля (2) ракеты. Таким образом, кинематическая система, образованная качалкой-шестерней (16), промежуточной шестерней (15), качалкой (13) газового руля (6) и связанным с ней направляющим штырем (14) аэродинамического руля (11), представляет собой механизм управления (18) парой рулей (6) и (11) из состава устройства стабилизации (7).The rudders (11) and (6) of the stabilization device (7) paired in this way are placed in the planes of the rocket I, II, III and IV, that is, in the planes of the aerodynamic rudders (2) installation of the CR (1). Moreover, each rocker (13) of the gas rudder (6), which has a gear sector on the shoulder opposite the carrier, interacts with the rocking gear (16) fixed to the rear end of the fuselage of the KR (1) through an intermediate gear (15). In turn, the aforementioned rocking gear (16) by means of tape rods (17), laid on the outer surface of the tail compartment of the KR (1), is connected with the corresponding drive (3) of the rudder (2) of the rocket. Thus, the kinematic system formed by the rocking gear (16), the intermediate gear (15), the rocking chair (13) of the gas rudder (6) and the guide pin (14) of the aerodynamic rudder (11) connected to it is a control mechanism (18 ) a pair of rudders (6) and (11) from the stabilization device (7).
Указанное устройство функционирует следующим образом.The specified device operates as follows.
По команде от системы управления оружием самолета раскрываются захваты авиационного пускового устройства, в результате чего КР (1) отделяется от носителя и начинает свое автономное движение. КР (1) в режиме планирующего полета удаляется от самолета, при этом ее положение стабилизируется по данным бортовой системы управления (БСУ) с помощью исполнительных органов ракеты (приводов (3) и аэродинамических рулей (2)) и стабилизирующего устройства (7) (тяг (17), механизмов (18) и аэродинамических рулей (11)). Необходимо отметить, что рули (11) устройства стабилизации (7) на данном участке полета КР (1) вносят основной вклад в общую эффективность органов управления, так как они, по сравнению с рулями (2) ракеты, имеют существенно большее плечо приложения усилия относительно центра масс ракеты.On command from the aircraft’s weapon control system, the captures of the aircraft launching device are opened, as a result of which the KR (1) is separated from the carrier and begins its autonomous movement. KR (1) in the planning flight mode moves away from the aircraft, while its position is stabilized according to the on-board control system (BSU) using the rocket's executive bodies (drives (3) and aerodynamic rudders (2)) and a stabilizing device (7) (traction (17), mechanisms (18) and aerodynamic rudders (11)). It should be noted that the rudders (11) of the stabilization device (7) in this section of the flight of the Kyrgyz Republic (1) make the main contribution to the overall efficiency of the controls, since they, in comparison with the rudders (2) of the rocket, have a significantly greater leverage the center of mass of the rocket.
По заданной временной задержке БСУ КР (1) выдает команду на выполнение программного разворота по крену на угол 45°, осуществление которого проводится посредством совместного отклонения аэродинамических рулей (2) и (11). При этом усилия приводов (3) создают на осях рулей (2) ракеты (1) управляющие моменты, которые через тяги (17) и звенья механизмов (18), а именно - качалки-шестерни (16), промежуточные шестерни (15), качалки (13) и взаимодействующие с ними направляющие штыри (14), передаются на аэродинамические рули (11) устройства стабилизации (7).For a given time delay, the control system of the Kyrgyz Republic (1) issues a command to perform a programmatic roll roll at an angle of 45 °, the implementation of which is carried out by joint deflection of the aerodynamic rudders (2) and (11). In this case, the efforts of the drives (3) create on the axes of the rudders (2) of the rocket (1) the control moments, which are through the rods (17) and links of the mechanisms (18), namely, rocking gears (16), intermediate gears (15), rocking (13) and the interacting guide pins (14) are transmitted to the aerodynamic wheels (11) of the stabilization device (7).
В результате выполнения разворота КР (1) занимает полетное положение, соответствующее вертикальной и горизонтальной ориентации ее плоскостей.As a result of the U-turn, the KR (1) occupies a flight position corresponding to the vertical and horizontal orientation of its planes.
По удалении КР (1) на дистанцию безопасного для самолета-носителя запуска разгонного РДТТ (5) (порядка нескольких десятков метров) БСУ ракеты выдает команду на его запуск. В результате срабатывает воспламенитель твердотопливного заряда РДТТ (5) и давление в его камере сгорания начинает интенсивно нарастать. По достижении заданной величины давления в камере сгорания РДТТ (5) разрушаются тарированные болты (10), удерживавшие крышку (8) на сопле (9), и крышка (8) вместе с закрепленными на ней аэродинамическими рулями (11) отделяется от КР (1). При этом направляющие штыри (14) рулей (11) выходят из зацепления с водилами качалок (13), разрывая тем самым цепи механизмов (18), ранее управлявшие положением рулей (11). В дальнейшем, управляющие моменты, создаваемые приводами (3), прикладываются только к аэродинамическим рулям (2) КР (1) и газовым рулям (6) РДТТ (5).After removing the CR (1) to the distance of a launch vehicle safe for launching an accelerating solid propellant rocket engine (5) (of the order of several tens of meters), the missile control system issues a command to launch it. As a result, the solid propellant igniter of the solid propellant charge is activated (5) and the pressure in its combustion chamber begins to increase rapidly. Upon reaching a predetermined pressure value in the solid propellant combustion chamber (5), the calibrated bolts (10) that hold the cover (8) on the nozzle (9) are destroyed, and the cover (8), together with the aerodynamic rudders fixed on it (11), is separated from the CR (1) ) In this case, the guide pins (14) of the rudders (11) are disengaged from the carriers of the rocking chairs (13), thereby breaking the chains of mechanisms (18) that previously controlled the position of the rudders (11). Further, the control moments created by the drives (3) are applied only to the aerodynamic wheels (2) of the control gear (1) and the gas wheels (6) of the solid propellant rocket motor (5).
Под действием тяги разгонного РДТТ (5) КР (1) резко набирает скорость, при этом газовые рули (6), отклоняемые в потоке реактивной струи, истекающей из сопла (9) двигателя, вносят основной вклад в обеспечение стабилизации ракеты и выполнение возможных программных маневров. По мере роста скорости КР (1) (а значит, скоростного напора, действующего на несущие и управляющие поверхности ракеты) и выгорания топлива разгонного РДТТ (5) (а значит, смещения вперед центра масс ракеты) растет эффективность аэродинамических рулей (2), которые к концу разгонного участка полета ракеты приобретают способность к «самостоятельному» управлению ее движением.Under the thrust of the accelerated solid propellant rocket engine (5), the CR (1) sharply gains speed, while the gas rudders (6), deflected in the jet stream flowing out of the nozzle (9) of the engine, make the main contribution to ensuring rocket stabilization and possible program maneuvers . As the velocity of the rocket accelerator (1) increases (and, therefore, the pressure head acting on the bearing and control surfaces of the rocket) and the fuel burns out of the accelerated solid propellant rocket engine (5) (and, therefore, the forward center of mass of the rocket is shifted forward), the aerodynamic rudder efficiency (2) by the end of the booster section of the flight, the missiles acquire the ability to “independently” control its movement.
При спаде тяги разгонного РДТТ (5) до определенной величины, давлением воздуха, поступающего в воздушный тракт двигательной установки ракеты, корпус отработанного двигателя выбрасывается из полости ПВРД (4). При этом промежуточные шестерни (15) выходят из зацепления с качалками-шестернями (16) и функционировавшие ранее звенья управления газовыми рулями (6) механизмов (18) разделяются в зоне заднего среза фюзеляжа КР (1).When the thrust of the accelerating solid propellant rocket (5) drops to a certain value, by the pressure of the air entering the air path of the rocket propulsion system, the exhaust engine body is ejected from the ramjet cavity (4). In this case, the intermediate gears (15) disengage from the rocking gears (16) and the previously functioning gas steering control links (6) of the mechanisms (18) are separated in the rear fuselage section of the KR (1).
В результате «высвобождается» воздушный тракт ПВРД (4) и после осуществления операций по его запуску КР (1) начинает полет в маршевом режиме, в процессе которого управление движением ракеты осуществляется аэродинамическими рулями (2).As a result, the ramjet air path (4) is “released” and, after the launch operations, the KR (1) starts flight in march mode, during which the rocket movement is controlled by aerodynamic rudders (2).
Таким образом, можно заключить, что использование предлагаемого решения позволяет упростить структуру, сократить общее количество оборудования, уменьшить габариты и массу устройства стабилизации, что, в свою очередь обеспечивает снижение издержек на его разработку и изготовление. При этом положительный эффект от внедрения такого устройства в состав авиационного варианта малогабаритной КР не сопровождается снижением ее аэродинамических характеристик.Thus, we can conclude that the use of the proposed solution allows us to simplify the structure, reduce the total number of equipment, reduce the size and weight of the stabilization device, which, in turn, reduces the cost of its development and manufacture. At the same time, the positive effect of introducing such a device into the aviation version of a small-sized missile is not accompanied by a decrease in its aerodynamic characteristics.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006102052/02A RU2315261C2 (en) | 2006-01-26 | 2006-01-26 | Stabilizing device of aircraft winged missile |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006102052/02A RU2315261C2 (en) | 2006-01-26 | 2006-01-26 | Stabilizing device of aircraft winged missile |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2006102052A RU2006102052A (en) | 2007-08-20 |
| RU2315261C2 true RU2315261C2 (en) | 2008-01-20 |
Family
ID=38511445
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2006102052/02A RU2315261C2 (en) | 2006-01-26 | 2006-01-26 | Stabilizing device of aircraft winged missile |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2315261C2 (en) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2520846C1 (en) * | 2013-03-29 | 2014-06-27 | Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Rocket aerodynamic rudder |
| RU2568967C1 (en) * | 2014-10-22 | 2015-11-20 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (АО "ВПК "НПО машиностроения") | Device of missile stabilization |
| RU2635705C2 (en) * | 2015-12-10 | 2017-11-15 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Rocket stabilization device |
| RU2635812C2 (en) * | 2015-12-10 | 2017-11-16 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Device for two-stage rocket stages separation |
| RU183574U1 (en) * | 2018-05-24 | 2018-09-26 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка | Propulsion Stabilization and Aircraft Control |
-
2006
- 2006-01-26 RU RU2006102052/02A patent/RU2315261C2/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| "ФГУП "НПО Машиностроения. 60 лет самоотверженного труда во имя мира". - М.: Оружие и технологии России, 2004, с.81, 82, 229. * |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2520846C1 (en) * | 2013-03-29 | 2014-06-27 | Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Rocket aerodynamic rudder |
| RU2568967C1 (en) * | 2014-10-22 | 2015-11-20 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (АО "ВПК "НПО машиностроения") | Device of missile stabilization |
| RU2635705C2 (en) * | 2015-12-10 | 2017-11-15 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Rocket stabilization device |
| RU2635812C2 (en) * | 2015-12-10 | 2017-11-16 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Device for two-stage rocket stages separation |
| RU183574U1 (en) * | 2018-05-24 | 2018-09-26 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка | Propulsion Stabilization and Aircraft Control |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2006102052A (en) | 2007-08-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5626310A (en) | Space launch vehicles configured as gliders and towed to launch altitude by conventional aircraft | |
| US7753315B2 (en) | Payload delivery vehicle and method | |
| US6454216B1 (en) | Reusable booster for the first stage of a launcher | |
| US6029928A (en) | Space launch vehicles configured as gliders and towed to launch altitude by conventional aircraft | |
| JP5529163B2 (en) | Reusable module for launcher | |
| US8530809B2 (en) | Ring gear control actuation system for air-breathing rocket motors | |
| US11976612B2 (en) | Ramjet propulsion method | |
| RU2315261C2 (en) | Stabilizing device of aircraft winged missile | |
| GB2222635A (en) | A propulsion system for an aerospace vehicle | |
| Besser | History of ducted rocket development at Bayern-Chemie | |
| RU2609539C1 (en) | Rocket vehicle, return stage of rocket vehicle and method of its launch upon return and system of helicopter pick-up of return stage | |
| US9403605B2 (en) | Multiple stage tractor propulsion vehicle | |
| US10254094B1 (en) | Aircraft shroud system | |
| RU2352894C1 (en) | Underwater missile | |
| RU2489329C1 (en) | Carrier rocket | |
| RU61681U1 (en) | MULTI-STAGE CARRIER ROCKET | |
| RU2327949C1 (en) | Missile | |
| RU2603305C1 (en) | Return carrier rocket stage | |
| RU2428358C1 (en) | Space head for group launch of satellites | |
| RU73468U1 (en) | MULTI-STAGE CARRIER ROCKET | |
| US10094646B2 (en) | Spring-assisted deployment of a pivotable rocket motor | |
| RU2386921C1 (en) | Multistage anti-aircraft missile and method of its tactical employment | |
| RU2753034C1 (en) | Small-sized gas-dynamic steering apparatus | |
| US20070256587A1 (en) | Propulsion kit | |
| RU2314481C2 (en) | Method for take-off of aircraft winged missile with air-breathing power unit |