RU2607126C1 - Method of missile movement stabilization at underwater launch and device for its implementation - Google Patents
Method of missile movement stabilization at underwater launch and device for its implementation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2607126C1 RU2607126C1 RU2015135857A RU2015135857A RU2607126C1 RU 2607126 C1 RU2607126 C1 RU 2607126C1 RU 2015135857 A RU2015135857 A RU 2015135857A RU 2015135857 A RU2015135857 A RU 2015135857A RU 2607126 C1 RU2607126 C1 RU 2607126C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- stabilizers
- pos
- rocket
- missile
- stabilizer
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
- F42B15/20—Missiles having a trajectory beginning below water surface
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
- F42B10/02—Stabilising arrangements
- F42B10/14—Stabilising arrangements using fins spread or deployed after launch, e.g. after leaving the barrel
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к управляемым ракетам с подводным стартом с движущегося носителя, и обеспечивает стабилизацию движения ракеты на подводном и воздушном участках траектории после выхода ракеты из транспортно-пускового контейнера (ТПК).The invention relates to the field of rocket technology, in particular to guided missiles with underwater launch from a moving carrier, and provides stabilization of rocket movement in the underwater and air sections of the trajectory after the rocket leaves the transport-launch container (TPK).
Изобретение может найти свое применение как на крылатых, так и на баллистических ракетах, стартующих из-под воды с движущихся носителей.The invention can find its application both on cruise and ballistic missiles, starting from under water from moving carriers.
Известны способ и устройство для стабилизации движения морской баллистической ракеты на подводном участке траектории (патент РФ №2193155, ГРЦ «КБ им. акад. В.П. Макеева, 2000 г.). Способ стабилизации движения ракеты заключается в том, что после выхода ракеты из ТПК поворотные пластины пояса обтюрации, расположенного на хвостовом отсеке ракеты, разворачивают навстречу набегающему потоку воды и, при достижении пластинами заданного углового положения относительно корпуса ракеты, фиксируют конструктивными средствами. После выхода ракеты из воды по команде системы управления производят отделение пояса обтюрации от ракеты с целью уменьшения аэродинамического сопротивления на активном участке траектории. Устройство для осуществления способа содержит установленный на хвостовом отсеке ракеты пояс обтюрации из отдельных секций, состоящих из закрепленного на ракете основания и соединенной с ним шарнирно резинометаллической пластины, упирающейся свободным подпружиненным концом в стенку пусковой шахты. Каждая пластина соединена с основанием посредством оси и двух проушин, образованных на пластине. В проушинах выполнены отверстия для взаимодействия с фиксаторами, расположенными в корпусе основания.A known method and device for stabilizing the movement of a sea ballistic missile in an underwater section of the trajectory (RF patent No. 2193155, State Regional Center “Design Bureau named after Acad. V.P. Makeev, 2000). A method of stabilizing the rocket’s movement is that after the rocket leaves the TPK, the turning plates of the obturation belt, located on the tail section of the rocket, are turned towards the incoming water flow and, when the plates reach a predetermined angular position relative to the rocket’s body, are fixed by constructive means. After the rocket leaves the water, at the command of the control system, the obturation belt is separated from the rocket in order to reduce aerodynamic drag on the active section of the trajectory. The device for implementing the method comprises an obturation belt mounted on the tail section of the rocket from separate sections, consisting of a base fixed to the rocket and connected to it by a hinged rubber-metal plate resting against the spring-loaded end against the wall of the launch shaft. Each plate is connected to the base via an axis and two eyes formed on the plate. Holes are made in the eyes for interaction with the latches located in the base body.
Также существуют ракеты с раскрывающимися аэродинамическими поверхностями (крыльями, рулями, стабилизаторами), известны патенты: US 3650496, 1972 г.; US 3058422, 1962 г.; RU 2453799, 2012 г.; US 4296895, 1981 г.; RU 2520812, 2013 г. и другие. Наличие складываемых поверхностей в этих изобретениях обусловлено уменьшением габаритов при размещении ракет в ТПК, но при этом, ни один из предложенных вариантов изобретений не осуществляет своей задачи в воде - в условиях больших возмущающих моментов.There are also rockets with revealing aerodynamic surfaces (wings, rudders, stabilizers), patents are known: US 3650496, 1972; US 3058422, 1962; RU 2453799, 2012; US 4296895, 1981; RU 2520812, 2013 and others. The presence of folding surfaces in these inventions is due to a decrease in size when placing rockets in the TPK, but at the same time, none of the proposed variants of the inventions fulfills its task in water - under conditions of large disturbing moments.
Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому изобретению является прототип - патент RU №2532287, ОАО «ВПК «НПО машиностроения», «Способ стабилизации движения ракеты при подводном старте и устройство для его осуществления», 2013 г. Способ стабилизации движения ракеты при подводном старте сводится к обеспечению определенной последовательности работы механизмов устройства стабилизации, включающей начальную фиксацию в сложенном положении на корпусе стартово-разгонной ступени решетчатых стабилизаторов, их расфиксацию, синхронное раскрытие, демпфирование и фиксацию в раскрытом положении после выхода из транспортно-пускового контейнера, расфиксацию, складывание и фиксацию решетчатых стабилизаторов в сложенном положении и одновременное раскрытие маршевых рулей после выхода из воды, а после набора необходимой скорости - отделение стартово-разгонной ступени со сложенными стабилизаторами от корпуса ракеты.The closest in technical essence to the present invention is a prototype - patent RU No. 2532287, JSC "VPK" NPO mashinostroeniya "," A method of stabilizing rocket movement during underwater launch and a device for its implementation ", 2013. A method of stabilizing rocket movement during underwater launch is reduced to ensure a certain sequence of operation of the mechanisms of the stabilization device, including the initial fixation in the folded position on the housing of the start-acceleration stage of trellised stabilizers, their release, synchronous opening, damping and fixing in the open position after exiting the transport and launch container, unlocking, folding and fixing the trellised stabilizers in the folded position and simultaneously opening the marching rudders after leaving the water, and after gaining the necessary speed - separation of the starting and accelerating stage with the stabilizers folded from the rocket body.
Указанный способ осуществляется тем, что каждый решетчатый стабилизатор соединен кронштейном с двухпозиционным приводом раскрытия, складывания и фиксации, соединенным электрическими разъемами с системой управления ракетой, шарнирно закрепленным через кронштейн крепления с корпусом стартово-разгонной ступени, обеспечивающим раскрытие и складывание вокруг оси поворота решетчатого стабилизатора с его расфиксацией и фиксацией в крайних положениях. Каждый привод включает в себя силовой цилиндр и два демпфирующих цилиндра, объединенных в единый корпус, силовые шток и поршень, два демпфирующих штока и поршня, механизмы фиксации/расфиксации штока, два аккумулятора давления и механизмы выравнивания давления.The specified method is carried out by the fact that each grating stabilizer is connected by an arm with a two-position drive for opening, folding and fixing, connected by electrical connectors to the missile control system, pivotally mounted through an attachment bracket to the housing of the launch-booster stage, which provides opening and folding around the axis of rotation of the grating stabilizer with its release and fixation in extreme positions. Each drive includes a power cylinder and two damping cylinders integrated into a single housing, a power rod and piston, two damping rods and pistons, rod lock / unlock mechanisms, two pressure accumulators and pressure equalization mechanisms.
Недостатками способа и устройства прототипа являются:The disadvantages of the method and device of the prototype are:
- невозможность отделения механизмов устройства стабилизации от стартово-разгонной ступени после выхода из воды;- the inability to separate the mechanisms of the stabilization device from the start-booster stage after leaving the water;
- необходимость задействования маршевых рулей после выхода из воды;- the need to engage marching rudders after leaving the water;
- конструкция устройства стабилизации полностью устанавливается за бортом на корпусе стартово-разгонной ступени ракеты, что создает дополнительные сопротивления как при движении в воде, так и при движении на больших скоростях в воздухе.- the design of the stabilization device is completely installed overboard on the body of the launch-booster stage of the rocket, which creates additional resistance both when moving in water and when moving at high speeds in air.
Технической задачей является создание условий для устойчивого движения ракеты при старте с движущегося носителя на подводном и воздушном участке траектории до момента отделения хвостового отсека и синхронного раскрытия стабилизаторов с последующей фиксацией в условиях сильного возмущающего потока.The technical task is to create conditions for stable rocket movement when starting from a moving carrier in the underwater and air sections of the trajectory until the tail compartment is separated and the stabilizers are opened simultaneously, followed by fixing under conditions of a strong disturbing flow.
Указанная техническая задача решается тем, что способ стабилизации движения ракеты при подводном старте сводится к обеспечению работы механизмов устройства стабилизации и последовательным командам системы управления. После выхода ракеты из ТПК и требуемой циклограммой временной задержки зафиксированные стабилизаторы, установленные в сложенном положении над обтюрирующим поясом ракеты таким образом, что внешний набегающий поток создает силы на внутренних и внешних поверхностях стабилизаторов, обусловленные влиянием динамического подпора при обтекании потоком пояса обтюрации на внутренние поверхности и действием возмущающего потока на внешние поверхности, расфиксируют и раскрывают совместно с механизмами раскрытия до появления внешнего раскрывающего момента на каждом стабилизаторе, демпфируют угловую скорость раскрытия и фиксируют стабилизаторы в конечном угловом положении конструктивными средствами. После выхода из воды отбрасывают пояс обтюрации, продолжая работу стабилизаторов до отделения хвостового отсека совместно с отработанной первой ступенью.The specified technical problem is solved in that the method of stabilizing the movement of the rocket during underwater launch is reduced to ensuring the operation of the mechanisms of the stabilization device and sequential commands of the control system. After the rocket leaves the TPK and the time delay required by the cyclogram, the fixed stabilizers are installed in the folded position above the rocket's obturation belt so that the external incoming flow creates forces on the internal and external surfaces of the stabilizers, due to the influence of dynamic backwash when the obturation belt flows around the inner surface and by the action of a perturbing flow on external surfaces, they are unlocked and opened together with the opening mechanisms until an external opening the guide points on each stabilizer, damp angular velocity disclosure stabilizers and fixed in the final angular position constructive means. After exiting the water, the obturation belt is discarded, continuing the work of the stabilizers until the tail compartment is separated together with the spent first stage.
В устройстве стабилизации каждый стабилизатор раскрывается через ось поворота, параллельную продольной оси ракеты, и соединен через кронштейн с приводом, и в отличие от прототипа привод включает в себя цилиндр, разделенный на газовую и жидкостную полости поршнем с атмосферной полостью с закрепленной в жидкостной полости профилированной иглой, при этом внутри полости поршня размещена ось, шарнирно соединяющая поршень со штоком, совершающим поступательное совместно с поршнем и вращательное вокруг оси поршня движение. Шток при этом соединен с кронштейном, с закрепленным в пазу стабилизатором, с возможностью вращения вокруг оси поворота и фиксации двумя коническими подпружиненными пальцами, установленными в корпусе крышки привода, упирающимися в поверхность силового кронштейна и устанавливающимися в отверстия на кронштейне в конечном угловом положении стабилизатора. При этом жидкостная полость цилиндра имеет дроссельное отверстие, выполненное в сливной магистрали, перекрываемое после заданного угла раскрытия стабилизатора профилированной иглой, сливная магистраль соединена с заправочно-сливным клапаном и компенсатором, а газовая полость цилиндра соединена с аккумулятором давления. Крышка силового цилиндра выполнена единым корпусом с заправочно-сливным клапаном и компенсатором, а также имеет газовую магистраль с разъемом для работы аккумулятора давления и герметично установлена в отверстие на корпусе отсека ракеты, повторяя при этом внешний контур отсека, и воспринимает внешнюю нагрузку от стабилизатора.In the stabilization device, each stabilizer is opened through an axis of rotation parallel to the longitudinal axis of the rocket, and connected via an arm to the drive, and unlike the prototype, the drive includes a cylinder divided into a gas and liquid cavity by a piston with an atmospheric cavity and a profiled needle fixed in the liquid cavity while the axis of the piston is pivotally connecting the piston to the rod, which translates jointly with the piston and rotates around the axis of the piston. In this case, the rod is connected to the bracket, with the stabilizer fixed in the groove, with the possibility of rotation around the axis of rotation and fixing by two conical spring-loaded fingers installed in the housing of the drive cover, abutting against the surface of the power bracket and installed in the holes on the bracket in the final angular position of the stabilizer. In this case, the liquid cavity of the cylinder has a throttle hole made in the drain line, which is blocked after a predetermined angle of opening of the stabilizer by a profiled needle, the drain line is connected to a filling and drain valve and a compensator, and the gas cavity of the cylinder is connected to a pressure accumulator. The cover of the power cylinder is made in a single body with a filling and drain valve and compensator, it also has a gas line with a connector for the pressure accumulator and is hermetically installed in the hole on the rocket compartment body, repeating the external contour of the compartment, and absorbing the external load from the stabilizer.
Принципиальная схема способа и устройства стабилизации движения ракеты при подводном старте приведена на графических материалах фиг. 1÷4:A schematic diagram of a method and device for stabilizing rocket movement during underwater launch is shown in the graphical materials of FIG. 1 ÷ 4:
фиг. 1 - ракета после выхода из ТПК;FIG. 1 - rocket after exiting the TPK;
фиг. 2 - ракета после выхода из воды;FIG. 2 - a rocket after exiting the water;
фиг. 3 - устройство стабилизации движения ракеты при подводном старте;FIG. 3 - a device for stabilizing the movement of a rocket during underwater launch;
фиг. 4 - устройство стабилизации движения ракеты при подводном старте.FIG. 4 - device for stabilizing the movement of the rocket during underwater launch.
На представленных графических материалах приняты обозначения: транспортно-пусковой контейнер поз. 1 (фиг. 1), стабилизаторы поз. 2, расположенные на корпусе хвостового отсека поз. 3 над поясом обтюрации поз. 4, оси поворота стабилизаторов поз. 5 (фиг. 1, фиг. 3), приводы поз. 6, включающие крышку поз. 7 (фиг. 3), цилиндр поз. 8, разделенный на жидкостную поз. 9, газовую поз. 10 и атмосферную полости поз. 11 поршнем поз. 12, соединенным через внутреннюю ось поз. 13 со штоком поз. 14 и силовым кронштейном поз. 15, фиксирующимся двумя коническими пальцами поз. 16 при помощи пружин поз. 17 и фиксатором начального положения поз. 18, к поршню в жидкостной полости прикреплена профилированная игла поз. 19, перекрывающая дроссельное отверстие поз. 20, установленное в сливной магистрали поз. 21, соединяющейся с жидкостной полостью привода и компенсатором поз. 22 (фиг. 4) с заправочно-сливным клапаном поз. 23 через жидкостный канал поз. 24 в крышке цилиндра, соединенного с газовой полостью через газовый канал поз. 25 в крышке цилиндра с газогенератором поз. 26, при этом крышка цилиндра герметично устанавливается через уплотнение поз. 27 и повторяет контур корпуса отсека ракеты.On the presented graphic materials the following notations are accepted: transport and launch container pos. 1 (Fig. 1), stabilizers pos. 2 located on the body of the tail compartment pos. 3 above the obturation belt, pos. 4, the axis of rotation of the stabilizers pos. 5 (Fig. 1, Fig. 3), drives pos. 6, including the cover pos. 7 (Fig. 3), cylinder pos. 8, divided into liquid pos. 9, gas pos. 10 and the atmospheric cavity pos. 11 piston pos. 12, connected through the internal axis of the pos. 13 with stock pos. 14 and the power bracket pos. 15, fixed with two conical fingers pos. 16 using springs pos. 17 and the initial position lock pos. 18, a profiled needle, pos., Is attached to the piston in the fluid cavity. 19, overlapping the throttle hole pos. 20 installed in the drain line pos. 21, connected to the fluid cavity of the drive and the compensator pos. 22 (Fig. 4) with a filling and drain valve pos. 23 through the fluid channel pos. 24 in the cylinder cover, connected to the gas cavity through the gas channel pos. 25 in the cylinder cover with gas generator pos. 26, while the cylinder cover is sealed through the seal pos. 27 and follows the outline of the rocket compartment body.
На фиг. 1 приняты условные обозначения:In FIG. 1 conventional conventions:
Vпл - вектор скорости движения носителя;Vpl is the carrier velocity vector;
Vотн - вектор скорости движения ракеты;Vrel is the rocket velocity vector;
Vпот - суммарный вектор скорости движения потока воды относительно корпуса ракеты;Vpot is the total velocity vector of the water flow relative to the rocket body;
F1 - сила динамического подпора при обтекании пояса обтюрации на внутренней поверхности стабилизатора;F 1 - the force of the dynamic support when flowing around the obturation belt on the inner surface of the stabilizer;
F2 - сила на внешней поверхности стабилизатора.F 2 - force on the outer surface of the stabilizer.
Ракета перед началом полета расположена в ТПК поз. 1 (фиг. 1) таким образом, что плоскости симметрии ракеты ориентированы с учетом направления движения носителя Vпл относительно сложенных и зафиксированных стабилизаторов поз. 2. После выхода ракеты из ТПК, получив команду от сигнализатора выхода из контейнера и выдержав необходимую задержку, подается команда на работу аккумуляторов давления поз. 26 (фиг. 4) и расфиксацию стабилизаторов поз. 2 фиксаторами поз. 18 (фиг. 3). Газ от аккумуляторов давления поступает по каналу поз. 25 (фиг. 4) в газовую полость поз. 10 (фиг. 3, фиг. 4) и двигает поршень поз. 12, имеющий атмосферную полость поз. 11 с расположенными внутренней осью с шарниром поз. 13, через которые поршень поз. 12 двигает шток поз. 14, закрепленный с кривошипом силового кронштейна поз. 15, при этом шток поз. 14 совершает поступательное движение вдоль оси поршня и вращательное вокруг внутренней оси поз. 13 в поршне поз. 12. Стабилизаторы поз. 2 (фиг. 1) раскрываются через ось раскрытия поз. 5 под действием сил F1 и F2 влияния потока воды Vпот, которые помогают раскрытию пар стабилизаторов поз. 2 и обусловлены влиянием потока Vпот, создающего динамический подпор при обтекании пояса обтюрации поз. 4 на внутренние поверхности стабилизаторов, и влиянием возмущающего потока Vпот на внешние поверхности. В конечном угловом положении осуществляется фиксация стабилизаторов поз. 2 (фиг. 3) при помощи двух конических пальцев поз. 16 (фиг. 3), расположенных внутри корпуса крышки цилиндра поз. 7 параллельно оси раскрытия поз. 5 и упирающихся одним краем во взведенную пружину поз. 17, а другим краем скользящих по силовому кронштейну поз. 15 и западающих в конечном угловом положении стабилизаторов поз. 2 в конические отверстия поз. 16А в силовом кронштейне поз. 15. Для достижения расчетных угловых скоростей раскрытия, обусловленных требованиями прочности элементов конструкции, а также требованиями по синхронности раскрытия стабилизаторов поз. 2 (фиг. 1) и работы приводов поз. 6, необходимо контролируемо демпфировать возмущающие внешние моменты и силы от работы газа, поступающего через газовый канал поз. 25 (фиг. 4) в крышке цилиндра поз. 7 от аккумулятора давления поз. 26 при помощи рабочей жидкости в жидкостной полости поз. 9. Рабочая жидкость из жидкостной полости поз. 9 выдавливается через дросселирующее отверстие поз. 20 в сливную магистраль поз. 21, соединенную через жидкостный канал поз. 24 в крышке цилиндра поз. 7 с заправочно-сливным клапаном поз. 23 (фиг. 3, фиг. 4), также установленным в корпусе крышки поз. 7, через который рабочая жидкость сливается за борт. При этом сливное дросселирующее отверстие поз. 20 цилиндра поз. 8 перекрывается при заданном угле раскрытия и ходе поршня поз. 12 профилированной иглой поз. 19, установленной в основание поршня поз. 12 вдоль его оси, создавая тем самым требуемые угловые скорости раскрытия стабилизаторов поз. 2 в моменты их фиксации в конечном угловом положении. После выхода из воды (фиг. 2А) подается команда на отброс пояса обтюрации поз. 4, при этом ракета выходит из воды под требуемым углом от вертикали, регулирующимся временем задержки подачи команды на расфиксацию стабилизаторов фиксаторами поз. 18 (фиг. 3), определенным по циклограмме системы управления. Стабилизаторы поз. 2 (фиг. 2Б) продолжают свою работу на воздушном участке траектории до отделения хвостового отсека поз. 3 совместно с отработанной первой ступенью.The rocket before the flight is located in TPK pos. 1 (Fig. 1) so that the plane of symmetry of the rocket is oriented taking into account the direction of motion of the carrier Vpl relative to the folded and fixed stabilizers pos. 2. After the rocket leaves the TPK, having received a command from the container exit signaling device and having withstood the necessary delay, a command is given to operate the pressure accumulators pos. 26 (Fig. 4) and the release of stabilizers pos. 2 clips pos. 18 (Fig. 3). Gas from pressure accumulators flows through the channel pos. 25 (Fig. 4) into the gas cavity pos. 10 (Fig. 3, Fig. 4) and moves the piston pos. 12 having an atmospheric cavity pos. 11 with the internal axis located with the hinge pos. 13, through which the piston pos. 12 moves the stem pos. 14, fixed with the crank of the power bracket pos. 15, with the stock pos. 14 performs translational motion along the axis of the piston and rotational around the internal axis of the pos. 13 in the piston pos. 12. Stabilizers pos. 2 (Fig. 1) are disclosed through the axis of disclosure pos. 5 under the influence of forces F 1 and F 2 the influence of water flow Vpot, which help the opening of pairs of stabilizers pos. 2 and are caused by the influence of the flux Vpot, which creates a dynamic backwater when flowing around the obturation belt pos. 4 on the inner surfaces of the stabilizers, and the influence of the disturbing flow Vpot on the outer surfaces. In the final angular position, the stabilizers are fixed poses. 2 (Fig. 3) using two conical fingers pos. 16 (Fig. 3) located inside the cylinder cover body pos. 7 parallel to the axis of disclosure pos. 5 and resting on one edge in the cocked spring pos. 17, and the other edge of the sliding on the power bracket pos. 15 and stabilizers that are sunk in the final angular position. 2 into the conical holes pos. 16A in the power bracket pos. 15. To achieve the estimated angular velocity of disclosure, due to the requirements of the strength of structural elements, as well as the requirements for synchronization of the disclosure of stabilizers pos. 2 (Fig. 1) and the operation of the drives pos. 6, it is necessary to control damping disturbing external moments and forces from the work of the gas entering through the gas channel pos. 25 (Fig. 4) in the cylinder cover pos. 7 from the pressure accumulator pos. 26 using a working fluid in a liquid cavity pos. 9. The working fluid from the liquid cavity pos. 9 is extruded through the throttle hole pos. 20 to the drain line pos. 21, connected through a fluid channel pos. 24 in the cylinder cover pos. 7 with refueling valve pos. 23 (Fig. 3, Fig. 4), also installed in the cover body pos. 7, through which the working fluid is drained overboard. When this drain throttle hole pos. 20 cylinder pos. 8 overlaps at a given opening angle and piston stroke pos. 12 profiled needle pos. 19 installed in the base of the piston pos. 12 along its axis, thereby creating the required angular velocity of opening of the stabilizers pos. 2 at the moments of their fixation in the final angular position. After exiting the water (Fig. 2A), a command is given to discard the obturation belt pos. 4, while the rocket leaves the water at the required angle from the vertical, which is regulated by the delay time for the command to unlock the stabilizers with the latches pos. 18 (Fig. 3), determined by the sequence diagram of the control system. Stabilizers pos. 2 (Fig. 2B) continue their work on the air section of the trajectory until the tail compartment pos. 3 together with the fulfilled first stage.
Предлагаемое изобретение позволяет улучшить параметры устойчивости движения ракеты при подводном старте с движущихся носителей на подводном и воздушном участках траектории до момента отделения первой ступени и оптимизировать габаритно-массовые характеристики ракеты.The present invention allows to improve the stability parameters of rocket movement during underwater launch from moving carriers on underwater and air sections of the trajectory until the first stage is separated and to optimize the overall mass characteristics of the rocket.
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015135857A RU2607126C1 (en) | 2015-08-25 | 2015-08-25 | Method of missile movement stabilization at underwater launch and device for its implementation |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015135857A RU2607126C1 (en) | 2015-08-25 | 2015-08-25 | Method of missile movement stabilization at underwater launch and device for its implementation |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2607126C1 true RU2607126C1 (en) | 2017-01-10 |
Family
ID=58452401
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2015135857A RU2607126C1 (en) | 2015-08-25 | 2015-08-25 | Method of missile movement stabilization at underwater launch and device for its implementation |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2607126C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110955256A (en) * | 2019-12-03 | 2020-04-03 | 上海航天控制技术研究所 | Underwater high-precision attitude control method suitable for submarine-launched missile |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB976483A (en) * | 1960-02-26 | 1964-11-25 | Zeebrugge Forges Sa | A monotabular device for projectiles having stabilising fins and projectiles fitted with this device |
| US3697019A (en) * | 1970-05-13 | 1972-10-10 | Us Navy | Stabilizing fin assembly |
| RU2096646C1 (en) * | 1996-06-03 | 1997-11-20 | Новосибирский завод искусственного волокна | Jet projectile with opening fines |
| RU2193155C2 (en) * | 2000-10-16 | 2002-11-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие Государственный ракетный центр "КБ им. акад. В.П.Макеева" | Technique and gear to stabilize motion of sea ballistic missile over underwater run |
| RU2396508C1 (en) * | 2009-01-11 | 2010-08-10 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Guided missile fin |
| RU2532287C1 (en) * | 2013-04-17 | 2014-11-10 | Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Method of stabilising movement of rocket during underwater start and device for its implementation |
| RU155579U1 (en) * | 2014-12-02 | 2015-10-10 | Акционерное общество "Государственный ракетный центр имени академика В.П. Макеева" | MULTISTAGE ROCKET |
-
2015
- 2015-08-25 RU RU2015135857A patent/RU2607126C1/en active
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB976483A (en) * | 1960-02-26 | 1964-11-25 | Zeebrugge Forges Sa | A monotabular device for projectiles having stabilising fins and projectiles fitted with this device |
| US3697019A (en) * | 1970-05-13 | 1972-10-10 | Us Navy | Stabilizing fin assembly |
| RU2096646C1 (en) * | 1996-06-03 | 1997-11-20 | Новосибирский завод искусственного волокна | Jet projectile with opening fines |
| RU2193155C2 (en) * | 2000-10-16 | 2002-11-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие Государственный ракетный центр "КБ им. акад. В.П.Макеева" | Technique and gear to stabilize motion of sea ballistic missile over underwater run |
| RU2396508C1 (en) * | 2009-01-11 | 2010-08-10 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Guided missile fin |
| RU2532287C1 (en) * | 2013-04-17 | 2014-11-10 | Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Method of stabilising movement of rocket during underwater start and device for its implementation |
| RU155579U1 (en) * | 2014-12-02 | 2015-10-10 | Акционерное общество "Государственный ракетный центр имени академика В.П. Макеева" | MULTISTAGE ROCKET |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110955256A (en) * | 2019-12-03 | 2020-04-03 | 上海航天控制技术研究所 | Underwater high-precision attitude control method suitable for submarine-launched missile |
| CN110955256B (en) * | 2019-12-03 | 2023-04-25 | 上海航天控制技术研究所 | Underwater high-precision attitude control method suitable for submarine-launched missile |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP3560820B1 (en) | Aerial vehicle with deployable components | |
| US7777165B2 (en) | Methods and apparatus for adjustable surfaces | |
| JP6424008B2 (en) | Launch vehicle with annular outer element and related systems and methods | |
| US6727485B2 (en) | Methods and apparatus for increasing aerodynamic performance of projectiles | |
| WO2022222238A1 (en) | Cross-medium unmanned aerial vehicle device and control method therefor | |
| CN111256544B (en) | Liquid rocket | |
| CN110834715B (en) | Missile-borne unmanned aerial vehicle's folding wing | |
| US20090206193A1 (en) | Ballistically deployed telescoping aircraft wing | |
| RU2607126C1 (en) | Method of missile movement stabilization at underwater launch and device for its implementation | |
| RU2532287C1 (en) | Method of stabilising movement of rocket during underwater start and device for its implementation | |
| CN108791773B (en) | A kind of air-drop type underwater glider based on electromagnetism spademan | |
| CN109539902B (en) | Electric-drive folding wing system with large aspect ratio | |
| CN104691748A (en) | Gun-launched unmanned helicopter and expansion method thereof | |
| US11772828B2 (en) | Aerospace vehicle entry flightpath control | |
| RU2535789C1 (en) | Folding aerodynamic rudder | |
| US3969977A (en) | Hull module weapon or equipment system | |
| US5398887A (en) | Finless aerodynamic control system | |
| CN113320676B (en) | Cross-medium aircraft device and control method thereof | |
| US5448941A (en) | Underwater delivery system | |
| CN111521073B (en) | Rocket recovery method | |
| RU2215981C2 (en) | Cruising missile in transportation-launching container | |
| WO2009096967A1 (en) | Methods and apparatus for adjustable surfaces | |
| CN114162255B (en) | Adjustable cavitation damping device for high-speed water entry of navigation body | |
| CN116604985A (en) | Water-air cross-medium aircraft with foldable wings | |
| RU2193155C2 (en) | Technique and gear to stabilize motion of sea ballistic missile over underwater run |