RU2848842C1

RU2848842C1 - Gas-dynamic rocket inclination system

Info

Publication number: RU2848842C1
Application number: RU2025100200A
Authority: RU
Inventors: Владислав Юрьевич Климов
Original assignee: Владислав Юрьевич Климов
Filing date: 2025-01-09
Publication date: 2025-10-21

Abstract

FIELD: rocket technology, namely gas-dynamic control and stabilisation systems for rockets.

SUBSTANCE: gas-dynamic missile deflection system consists of a gas generator with a solid fuel charge and aerodynamic rudders installed in the body. Gas from the generator is fed through two pairs of spool valves to four pairs of nozzles located in two planes perpendicular to the missile axis. The nozzles in each pair are rotated at an angle to each other. The valves are controlled by the rudders via a conical gear, and the rudders themselves are actuated by rocker mechanisms.

EFFECT: reduction in the size and weight of the rocket's gas-dynamic inclination system is achieved.

1 cl, 6 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетной технике, а именно к газодинамическим органам управления и стабилизации ракет.The invention relates to the field of rocket technology, namely to gas-dynamic control and stabilization devices for rockets.

Известна конструкция газодинамического устройства управления, применяющаяся для послестартового склонения ракеты в сторону цели и одновременной стабилизации по каналу крена (патент РФ №2045741, МПК F42B 10/60, 15/01, В64С 15/14 - прототип). Управление осуществляется комбинированным аэрореактивным устройством, содержащим источник газа, расположенный в корпусе каждого руля и отклоняемые с помощью единого привода. Для разворота ракеты на цели используется тяга газовой струи, истекающей из газораспределителя в составе аэродинамических рулей.A known design of a gas-dynamic control device is used for post-launch missile inclination toward the target and simultaneous stabilization along the roll channel (RU Patent No. 2045741, IPC F42B 10/60, 15/01, B64C 15/14 – prototype). Control is accomplished by a combined aerojet device containing a gas source located in the body of each control surface and deflected by a single actuator. The thrust of the gas jet emanating from a gas distributor within the aerodynamic control surfaces is used to steer the missile toward the target.

Основным недостатком данной конструкции является размещение газораспределителей в аэродинамических рулях что в свою очередь приводит к значительному увеличению их габаритов и толщины, а следовательно, к росту лобового сопротивления ракеты.The main drawback of this design is the placement of the valves in the aerodynamic control surfaces, which in turn leads to a significant increase in their dimensions and thickness, and, consequently, to an increase in the rocket's drag.

Задачей изобретения является устранение указанного недостатка и снижение габаритов и массы газодинамической системы склонения ракеты за счет оптимизации ее конструкции.The objective of the invention is to eliminate the said drawback and reduce the dimensions and weight of the rocket's gas-dynamic declination system by optimizing its design.

Решение указанной задачи достигается тем, что предложенная газодинамическая система склонения ракеты содержит газогенератор, включающий в себя камеру, заряд твердого топлива, воспламенитель и пиропатрон, соединенный с корпусом, в котором установлены аэродинамические рули, связанные с двумя парами золотников-газоводов посредством конической зубчатой передачи, при этом золотники-газоводы соединяют внутреннюю полость газогенератора с четырьмя парами сопел, установленными в корпусе и крышке, закрепленной на его торце, причем аэродинамические рули соединены с помощью кулис с приводами, а сопла располагаются в двух плоскостях перпендикулярных продольной оси ракеты, при этом сопла каждой пары расположены под углом друг к другу.The solution to the specified problem is achieved in that the proposed gas-dynamic system for declining a rocket contains a gas generator, which includes a chamber, a charge of solid fuel, an igniter and a pyrotechnic cartridge, connected to a housing in which aerodynamic rudders are installed, connected to two pairs of spool valves-gas pipes by means of a bevel gear transmission, wherein the spool valves-gas pipes connect the internal cavity of the gas generator with four pairs of nozzles installed in the housing and a cover fixed on its end, wherein the aerodynamic rudders are connected by means of links with drives, and the nozzles are located in two planes perpendicular to the longitudinal axis of the rocket, wherein the nozzles of each pair are located at an angle to each other.

Предлагаемая конструкция газодинамической системы склонения ракеты, за счет своих отличительных признаков, обеспечивает решение поставленной технической задачи - снижение габаритов и массы системы.The proposed design of the gas-dynamic rocket inclination system, due to its distinctive features, ensures the solution of the technical problem - reducing the dimensions and weight of the system.

Сущность изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг. 1 показан продольный разрез газодинамической системы склонения ракеты, на фиг. 2 - разрез А-А - поперечный разрез газодинамической системы склонения ракеты, на фиг. 3 - разрез Б-Б - поперечный разрез газодинамической системы склонения ракеты, на фиг. 4 - разрез В-В - поперечный разрез газодинамической системы склонения ракеты, на фиг. 5 - разрез Г-Г - поперечный разрез газодинамической системы склонения ракеты, на фиг. 6 - разрез Д-Д - продольный разрез газодинамической системы склонения ракеты.The essence of the invention is illustrated by the drawings, where Fig. 1 shows a longitudinal section of the gas-dynamic system of declination of the rocket, Fig. 2 - section A-A - a cross-section of the gas-dynamic system of declination of the rocket, Fig. 3 - section B-B - a cross-section of the gas-dynamic system of declination of the rocket, Fig. 4 - section B-B - a cross-section of the gas-dynamic system of declination of the rocket, Fig. 5 - section G-G - a cross-section of the gas-dynamic system of declination of the rocket, Fig. 6 - section D-D - a longitudinal section of the gas-dynamic system of declination of the rocket.

Газодинамическая система склонения, установленная в носовой части ракеты 1, состоит из газогенератора 2, включающего в себя камеру 3, заряд твердого топлива 4, воспламенитель 5 и пиропатрон 6, соединенный с корпусом 7, в котором установлены аэродинамические рули 8, связанные с двумя парами золотников-газоводов 9, 10 посредством конических зубчатых передач, включающих в себя шестерни 11, соединенные с аэродинамическими рулями 8, и шестерней 12 и 13, соединенные с золотниками-газоводами 9 и 10 соответственно, при этом золотники-газоводы 9 и 10 соединяют внутреннюю полость газогенератора 14 с четырьмя парами сопел 15, установленными в корпусе 7 и крышке 16, закрепленной на его торце. Причем аэродинамические рули 8 соединены с помощью кулис 17 с приводами 18, а сопла 15 располагаются в двух плоскостях перпендикулярных продольной оси ракеты 1, при этом сопла 15 каждой пары расположены под углом друг к другу.The gas-dynamic declination system installed in the nose section of the rocket 1 consists of a gas generator 2, including a chamber 3, a charge of solid fuel 4, an igniter 5 and a pyrotechnic cartridge 6, connected to a housing 7, in which aerodynamic rudders 8 are installed, connected to two pairs of spool valves-gas pipes 9, 10 by means of bevel gears, including gears 11, connected to the aerodynamic rudders 8, and gears 12 and 13, connected to spool valves-gas pipes 9 and 10, respectively, wherein spool valves-gas pipes 9 and 10 connect the internal cavity of the gas generator 14 with four pairs of nozzles 15, installed in the housing 7 and the cover 16, fixed on its end. Moreover, the aerodynamic control surfaces 8 are connected by means of links 17 with drives 18, and the nozzles 15 are located in two planes perpendicular to the longitudinal axis of the rocket 1, while the nozzles 15 of each pair are located at an angle to each other.

Предложенная газодинамическая система склонения ракеты работает следующим образом.The proposed gas-dynamic rocket inclination system operates as follows.

Система управления выдает команду на подачу электрического сигнала на пиропатрон 6, который поджигает пиротехнический состав воспламенителя 5. Воспламенитель 5 осуществляет поджиг заряда твердого топлива 4. Образовавшиеся продукты сгорания твердого топлива из внутренней полости газогенератора 14, поступают по золотникам-газоводам 9 и 10 в сопла 15. При нахождении золотников-газоводов 9 и 10 в нейтральном положении расход газа через все сопла 15 одинаков.The control system issues a command to send an electrical signal to the pyrotechnic cartridge 6, which ignites the pyrotechnic composition of the igniter 5. The igniter 5 ignites the charge of solid fuel 4. The resulting combustion products of the solid fuel from the internal cavity of the gas generator 14 enter the nozzles 15 through the valves-gas pipes 9 and 10. When the valves-gas pipes 9 and 10 are in the neutral position, the gas flow through all nozzles 15 is the same.

Для обеспечения склонения ракеты 1 в заданную сторону в соответствие с командами системы управления приводы 18 через кулисы 17 поворачивают соответствующие два противоположных аэродинамических руля 8. Поскольку аэродинамические рули 8 соединены через шестерни 11 с шестернями 12 и 13, то их поворот приводит к повороту двух золотников-газоводов 9 или 10, а следовательно, к изменению распределения расходов продуктов сгорания твердого топлива, поступающих в сопла 15. При этом тяга, создаваемая продуктами сгорания твердого топлива, истекающими из сопел 15 и действующая в поперечном направлении, пропорциональна углу поворота соответствующих аэродинамических рулей 8.In order to ensure the inclination of the rocket 1 in a given direction in accordance with the commands of the control system, the drives 18, through the links 17, rotate the corresponding two opposite aerodynamic rudders 8. Since the aerodynamic rudders 8 are connected through gears 11 with gears 12 and 13, their rotation leads to the rotation of two spool valves-gas pipes 9 or 10, and consequently to a change in the distribution of the flow rates of the combustion products of the solid fuel entering the nozzles 15. In this case, the thrust created by the combustion products of the solid fuel flowing out of the nozzles 15 and acting in the transverse direction is proportional to the angle of rotation of the corresponding aerodynamic rudders 8.

Использования предложенного технического решения позволит снизить габариты и массу газодинамической системы склонения ракеты.The use of the proposed technical solution will reduce the dimensions and weight of the rocket's gas-dynamic declination system.

Claims

A gas-dynamic system for declining a rocket, containing a gas generator, which includes a chamber, a charge of solid fuel, an igniter and a pyrotechnic cartridge, connected to a housing in which aerodynamic rudders are installed, connected to two pairs of spool valves-gas pipes by means of a bevel gear transmission, wherein the spool valves-gas pipes connect the internal cavity of the gas generator with four pairs of nozzles installed in the housing and a cover secured to its end, wherein the aerodynamic rudders are connected by means of links with drives, and the nozzles are located in two planes, perpendicular to the longitudinal axis of the rocket, wherein the nozzles of each pair are located at an angle to each other.