RU2133005C1 - Nose section of rocket - Google Patents

Abstract

FIELD: rocket engineering. SUBSTANCE: nose section has body, nose fairing, parachute system and ejection charge. Nose fairing carries cylindrical shell located inside body. Face part of body has rest on side of fairing interacting with external surface of shell. Piston interacting with internal and face surfaces of shell is placed between parachute system and ejection charge. Outer cylindrical surface of piston interacts with inner surface of body. Parachute system is located inside nose fairing and is attached to piston. EFFECT: enhanced reliability of setting parachute system in action while heavy dynamic pressure head of air acts on rocket. 2 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях противоградовых, метеорологических и др. ракет, имеющих парашютную систему, обеспечивающую безопасное для населения и хозяйственных объектов прекращение полета. The invention relates to rocket technology and can be used in the construction of anti-hail, meteorological and other missiles having a parachute system that provides a safe termination of flight for the population and economic facilities.

Известна противоградовая ракета "Облако-М" (см. проспект ВДНХ павильон Гидрометеорология и контроль окружающей среды, "Противоградовый ракетный комплекс "Облако-М"), содержащая ракетный двигатель твердого топлива, головную часть, снаряженную шашкой активного дыма, парашютный отсек, установленный со стороны сопловой части ракетного двигателя, донную и головную дистанционную трубки, выдающие команды на запуск шашки активного дыма и ввод в действие парашютной системы. Known anti-hail rocket "Cloud-M" (see prospectus VDNH Pavilion Hydrometeorology and environmental control, "Anti-hail rocket complex" Cloud-M "), containing a solid fuel rocket engine, a head part equipped with an active smoke bomb, a parachute compartment, installed with sides of the nozzle part of the rocket engine, bottom and head remote tubes, issuing commands to launch active smoke drafts and launch the parachute system.

Указанная ракета характеризуется сложностью конструкции и невысокими техническими характеристиками, что связано с компоновкой парашютного отсека со стороны сопловой части двигателя, при которой не эффективно используется энергетика маршевого двигателя, а задействование парашютной системы происходит от автономного дистанционного механизма, что усложняет конструкцию ракеты, а при больших разбросах внутрибаллистических характеристик двигателя уменьшает эффективный радиус действия противоградовой ракеты. The indicated rocket is characterized by design complexity and low technical characteristics, which is associated with the layout of the parachute compartment on the nozzle side of the engine, which does not use the energy of the marching engine, and the parachute system is activated from an autonomous remote mechanism, which complicates the design of the rocket, and with large variations ballistic characteristics of the engine reduces the effective radius of the anti-hail rocket.

Существует также устройство для ввода в действие парашютной системы, см. патент США 5054337, октябрь 8, 91 г. (прототип), в котором парашютный отсек размещен за головным обтекателем, а ввод в действие парашютной системы происходит после завершения работы маршевого двигателя. There is also a device for putting the parachute system into operation, see US Pat. No. 5,054,337, October 8, 91 (prototype), in which the parachute compartment is located behind the head fairing, and the parachute system is put into operation after the operation of the main engine.

К недостаткам прототипа можно отнести следующее: при срабатывании вышибного устройства газы непосредственно воздействуют на парашютную укладку, что может привести к нарушению целостности парашюта; при введении парашютной системы в действие при больших скоростных напорах невозможно обеспечить надежное раскрытие парашюта и несоударение его с ракетой ввиду малой скорости выхода парашютной укладки из контейнера. The disadvantages of the prototype include the following: when the boom device is triggered, the gases directly affect the parachute stowage, which can lead to a violation of the integrity of the parachute; when the parachute system is put into operation at high speed pressure, it is impossible to ensure reliable opening of the parachute and its non-impact with the rocket due to the low speed of the parachute laying out of the container.

Технической задачей изобретения является повышение надежности ввода в действие парашютной системы в условиях действия на ракету больших скоростных напоров. An object of the invention is to increase the reliability of the launch of the parachute system under conditions of action on the rocket of high-speed pressure.

Технический результат достигается тем, что в известной конструкции головной части ракеты, содержащей корпус, головной обтекатель, парашютную систему, вышибной заряд, на головном обтекателе выполнена цилиндрическая обечайка, размещенная внутри корпуса, на торцевой части которого со стороны головного обтекателя выполнен упор, взаимодействующий с наружной поверхностью обечайки. The technical result is achieved by the fact that in the known design of the head part of the rocket containing the body, the head fairing, parachute system, knockout charge, a cylindrical shell is made on the head fairing located inside the body, on the end part of which from the side of the head fairing there is a stop interacting with the outer shell surface.

При этом между парашютной системой и вышибным зарядом установлен поршень, взаимодействующий с обечайкой по внутренней и торцевой поверхностям, а своей наружной цилиндрической поверхностью поршень взаимодействует с внутренней поверхностью корпуса. При этом парашютная система уложена внутри головного обтекателя, а элементы ее крепления к ракете установлены на поршне. At the same time, a piston is installed between the parachute system and the expelling charge, which interacts with the shell along the inner and end surfaces, and with its outer cylindrical surface the piston interacts with the inner surface of the housing. In this case, the parachute system is laid inside the head fairing, and the elements of its attachment to the rocket are mounted on the piston.

При этом на наружной цилиндрической поверхности поршня выполнены кольцевые канавки. Moreover, annular grooves are made on the outer cylindrical surface of the piston.

При этом на упоре корпуса выполнен механизм стопорения головного обтекателя. At the same time, a locking mechanism for the head fairing is made on the body stop.

На чертеже представлена головная часть ракеты, содержащая корпус 1 с упором 7, головной обтекатель 2, установленный в корпусе с помощью обечайки 3, вышибной заряд 9. Внутри обтекателя уложена парашютная система 4, а элементы ее крепления 5 к ракете установлены на поршне 6, который имеет кольцевые канавки 8. The drawing shows the head part of the rocket, comprising a housing 1 with an emphasis 7, a head cowl 2 mounted in the body using a shell 3, a knockout charge 9. Inside the cowl, a parachute system 4 is placed, and its fastening elements 5 to the rocket are mounted on the piston 6, which has annular grooves 8.

Для обеспечения целостности связи головного обтекателя и корпуса в период эксплуатации ракеты до момента разделения служит механизм стопорения 10, выполненный на сопрягаемых поверхностях этих деталей. В качестве указанного механизма могут быть использованы разрушаемые элементы, например штифты, цанги, а также возможна установка деталей с натягом по сопрягаемым поверхностям. To ensure the integrity of the connection between the head fairing and the hull during the operation of the rocket until the moment of separation, the locking mechanism 10 is used, made on the mating surfaces of these parts. Destructive elements, for example, pins, collets, can be used as the indicated mechanism, and it is also possible to install parts with interference on mating surfaces.

Головная часть ракеты функционирует следующим образом. The head of the rocket operates as follows.

После задействования вышибного заряда 9 средствами ракеты под действием давления от образовавшихся продуктов сгорания поршень 6 совместно с головным обтекателем 2 и парашютной системой 4 начинает движение относительно корпуса 1. При заданном силовом воздействии происходит срабатывание механизма стопорения 10. При дальнейшем движении вдоль корпуса головной обтекатель и парашютная система приобретают скорость, при которой обтекатель и парашют выстреливаются на расстояние, исключающее соударение ракеты и купола парашюта при вводе в действие парашютной системы. After the expelling charge 9 is activated by means of a rocket under the action of pressure from the resulting combustion products, the piston 6, together with the head fairing 2 and the parachute system 4, starts moving relative to the housing 1. With a given force, the locking mechanism 10 is triggered. With further movement along the housing, the fairing and parachute the system acquires a speed at which the fairing and the parachute are fired at a distance that excludes the impact of the rocket and the canopy of the parachute when entering the deis Wie parachute system.

Взаимодействие поршня 6 с обечайкой 3 по внутренней и торцевой поверхностям исключает заклинивание поршня при его движении в корпусе, так как в этом случае головной обтекатель и поршень представляют собой связанную систему, в которой эффективная высота последнего складывается из длины обечайки и осевого габарита зоны взаимодействия поршня с корпусом. The interaction of the piston 6 with the shell 3 on the inner and end surfaces eliminates jamming of the piston during its movement in the housing, since in this case the head fairing and piston are a coupled system in which the effective height of the latter is the sum of the shell length and the axial dimension of the piston interaction zone with case.

При подходе поршня 6 к упору 7 происходит поочередное смятие (срез) перемычек между канавками 8 и в дальнейшем заклинивание поршня в корпусе. Распределение энергии удара на деформацию отдельных элементов позволяет снизить максимальную ударную нагрузку, действующую на элементы ракеты при сбросе обтекателя. When approaching the piston 6 to the stop 7, the jumper between the grooves 8 is alternately crushed (cut) and the piston is subsequently jammed in the housing. Distribution of impact energy on the deformation of individual elements allows you to reduce the maximum shock load acting on the elements of the rocket during the discharge of the fairing.

После заклинивания поршня головной обтекатель с уложенной парашютной системой продолжает движение относительно ракеты по инерции. После того, как расстояние между головным обтекателем и ракетой превысит длину строп парашюта или других силовых связей, парашютная укладка выходит из обтекателя, который благодаря накопленной энергии продолжает движение относительно ракеты. After jamming the piston, the head fairing with the parachute system laid continues to move relative to the rocket by inertia. After the distance between the head fairing and the rocket exceeds the length of the slings of the parachute or other power connections, the parachute installation leaves the fairing, which, thanks to the accumulated energy, continues to move relative to the rocket.

Таким образом, после выхода из головного обтекателя купол парашюта находится на программированном расстоянии от ракеты, при котором обеспечивается его надежное раскрытие. Thus, after exiting the head fairing, the canopy of the parachute is at a programmed distance from the rocket, which ensures its reliable disclosure.

Из всего вышесказанного следует, что в предлагаемой конструкции головной части ракеты процесс ввода в действие парашютной системы носит более организованный характер, чем обеспечивается более надежное функционирование элементов головной части и ракеты в целом. From the foregoing, it follows that in the proposed design of the head of the rocket, the process of putting the parachute system into operation is more organized in nature, which ensures more reliable functioning of the elements of the head of the rocket and the rocket as a whole.

Claims (3)

1. Головная часть ракеты, содержащая корпус, головной обтекатель, парашютную систему, вышибной заряд, отличающаяся тем, что на головном обтекателе выполнена цилиндрическая обечайка, размещенная внутри корпуса, на торцевой части которого со стороны головного обтекателя выполнен упор, взаимодействующий с наружной поверхностью обечайки, при этом между парашютной системой и вышибным зарядом установлен поршень, взаимодействующий с обечайкой по внутренней и торцевой поверхностям, а своей наружной цилиндрической поверхностью поршень взаимодействует с внутренней поверхностью корпуса, при этом парашютная система уложена внутри головного обтекателя, а элементы ее крепления к ракете установлены по поршне. 1. The head part of the rocket, comprising a body, a head fairing, a parachute system, a knockout charge, characterized in that a cylindrical shell is made on the head fairing, located inside the body, on the end part of which a stop is made on the side of the head fairing, interacting with the outer surface of the shell, at the same time, between the parachute system and the expelling charge there is a piston that interacts with the shell along the inner and end surfaces, and the piston mutually interacts with its outer cylindrical surface Procedure with the inner surface of the housing, wherein the parachute system is laid inside the fairing, and its fastening elements to the missile mounted on the piston. 2. Головная часть ракеты по п.1, отличающаяся тем, что на наружной цилиндрической поверхности поршня выполнены кольцевые канавки. 2. The head of the rocket according to claim 1, characterized in that on the outer cylindrical surface of the piston annular grooves are made. 3. Головная часть ракеты по п.1, отличающаяся тем, что на упоре корпуса выполнен механизм стопорения головного обтекателя. 3. The head of the rocket according to claim 1, characterized in that on the body stop there is a locking mechanism for the head fairing.