RU2362113C1 - Rocket - Google Patents
Rocket Download PDFInfo
- Publication number
- RU2362113C1 RU2362113C1 RU2008122588/02A RU2008122588A RU2362113C1 RU 2362113 C1 RU2362113 C1 RU 2362113C1 RU 2008122588/02 A RU2008122588/02 A RU 2008122588/02A RU 2008122588 A RU2008122588 A RU 2008122588A RU 2362113 C1 RU2362113 C1 RU 2362113C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- stage
- engine
- nose
- separation
- nozzle
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Actuator (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в ракетах с отделяемой стартовой ступенью.The invention relates to the field of rocketry and can be used in rockets with a detachable starting stage.
Известна двухступенчатая ракета с отделяемой стартовой ступенью и механизмом разделения, см. патент РФ 2284457 от 27.09.2006. МПК7 F42B 15/10, принятая нами за прототип.Known two-stage rocket with a detachable starting stage and separation mechanism, see RF patent 2284457 from 09/27/2006. MPK7 F42B 15/10, adopted by us for the prototype.
Ракета содержит маршевую ступень (МС) с бортовой аппаратурой управления (БАУ), отделяемую стартовую ступень с двигателем, механизм разделения ступеней (МР), включающий привод, переходный шпангоут, жестко закрепленный на двигателе, разрезную гайку, установленную на распорной втулке и удерживающую насадок, закрепленный на торце кормового отсека МС зацепами. Насадок снабжен кольцевыми секциями из материала менее прочного, чем материал насадка и переходного шпангоута, который снабжен расточкой-ловителем кольцевых секций с коническим сбегом. В насадке с обтюрацией помещен газогенератор, изолированный от блоков кормового отсека маршевой ступени поршнем.The missile contains a marching stage (MC) with on-board control equipment (BAU), a detachable starting stage with an engine, a stage separation mechanism (MP), including a drive, a transition frame, rigidly mounted on the engine, a split nut mounted on the spacer sleeve and holding nozzles, fixed on the end of the aft compartment MS hooks. The nozzles are provided with ring sections of material less durable than the material of the nozzle and the transition frame, which is equipped with a bore-catcher of the ring sections with a conical run. A gas generator is placed in the nozzle with the obturation, isolated from the blocks of the aft compartment of the sustainer stage with a piston.
Основными недостатками приведенного устройства являются: 1) существенное рассеивание маршевой ступени после отделения стартовой ступени с отработанным двигателем из-за того, что БАУ ракеты после разделения ступеней продолжает выдавать какое-то время команды управления маршевой ступенью такие же, как для ракеты в целом до разделения. И наоборот, двигатель еще не отделился, а БАУ уже может выдавать команды управления свободной маршевой ступенью, так как нет прямого сигнала в БАУ о разделении и изменение команды управления производится по косвенным признакам. Например, по предполагаемому времени окончания работы СД или по появлению обратной перегрузки, если установить приборы, регистрирующие ее (после окончания работы СД начнется торможение ракеты лобовым аэродинамическим сопротивлением, если нет маршевого двигателя), однако и та и другая информация не является достоверной для системы управления, так как время работы двигателя изменяется от температуры эксплуатации, а появление обратной перегрузки еще не является признаком отделения отработавшего СД; 2) невысокий коэффициент полезного действия (к.п.д.) устройства МР из-за ненормированного усилия страгивания распорной втулки, отчего ступени начинают разводиться, как только произведение давления (р) в камере разделения МР на площадь (S) поршня превысит усилие страгивания (Fcтp) распорной втулки (p·s≥Fcтp). В результате часть пути разведения проходит уже при наполнении камеры разделения газом, т.е. при давлении ниже нормативного, иными словами часть пути разделения используется неэффективно.The main disadvantages of the above device are: 1) significant dispersion of the march stage after separation of the launch stage with the spent engine due to the fact that the missile BAU continues to issue march stage control commands for some time the same as for the rocket as a whole before separation . Conversely, the engine has not yet been separated, and the BAC can already issue control commands for the free march stage, since there is no direct signal in the BAC about separation and the control command is changed by indirect indications. For example, according to the estimated time of completion of the operation of the LED or the appearance of reverse overload, if you install devices that record it (after the end of the operation of the LED, the rocket will decelerate with aerodynamic drag if there is no main engine), however, both of these information are not reliable for the control system , since the engine operating time varies from the operating temperature, and the appearance of reverse overload is not yet a sign of separation of spent LEDs; 2) low efficiency (efficiency) of the MR device due to the abnormal stragging force of the spacer sleeve, which makes the steps begin to spread as soon as the product of pressure (p) in the MP separation chamber by the piston area (S) exceeds the straining force (Fctr) spacer sleeve (p · s≥Fctp). As a result, part of the dilution path passes already when filling the separation chamber with gas, i.e. at a pressure below the standard, in other words, part of the separation path is used inefficiently.
Задачей предлагаемого технического решения является снижение рассеивания маршевой ступени ракеты после отделения стартового двигателя с повышением коэффициента полезного действия (к.п.д.) механизма разделения ступеней.The objective of the proposed technical solution is to reduce the dispersion of the march stage of the rocket after separation of the starting engine with an increase in the efficiency (efficiency) of the stage separation mechanism.
Для решения поставленной задачи в известной ракете, содержащей отделяемую стартовую ступень с двигателем, маршевую ступень с аппаратурой управления, механизм разделения ступеней, включающий привод, газогенератор, изолированный от маршевой ступени поршнем, насадок с кольцевыми секциями, удерживающий зацепами маршевую ступень и закрепленный в переходном шпангоуте разрезной гайкой, установленной на распорной втулке, между насадком и переходным шпангоутом образована полость, в которой помещен электрический кабель, один конец кабеля снабжен розеткой, соединенной с вилкой электропитания воспламенителя двигателя, а противоположный конец снабжен вилкой, соединенной с розеткой электросети аппаратуры управления маршевой ступени, в окне насадка помещен закрепленный на переходном шпангоуте упор с закрепленным на нем штифтом, фиксирующим угловое положение маршевой ступени относительно насадка, а на переходном шпангоуте установлена шпонка, ориентирующая насадок относительно стартового двигателя, при этом на газогенераторе тандемом закреплены разрезная кольцевая шпонка, частично погруженная в насадок, и распорная втулка, в выемке которой помещена розетка электрического кабеля.To solve the problem in a known rocket containing a detachable starting stage with an engine, a marching stage with control equipment, a stage separation mechanism including a drive, a gas generator isolated by a piston, nozzles with ring sections, holding the marching stage with hooks and secured in the transition frame with a split nut mounted on the spacer sleeve, a cavity is formed between the nozzle and the adapter frame, in which the electric cable is placed, one end of the sleep cable wives with a socket connected to the power plug of the igniter of the engine, and the opposite end is equipped with a plug connected to the power socket of the sustainer control equipment, in the nozzle window there is an emphasis fixed on the transition frame with a pin fixed to it, fixing the angular position of the sustainer stage relative to the nozzle, and on a dowel is installed in the transitional frame, orienting the nozzles relative to the starting engine, while a split ring dowel is fixed to the gas generator in tandem, h it is immersed in the nozzle, and a spacer sleeve, in the recess of which the socket of the electric cable is placed.
Сущность решения заключается в том, что в 2-ступенчатой ракете с отделяемым стартовым двигателем кормовой отсек маршевой ступени, содержащий блоки БАУ, снабжен розеткой электрического соединителя, вилка которого установлена на кабеле механизма разделения ступеней. Такое решение позволяет обеспечить БАУ информацией об отделении стартовой ступени за счет размыкания цепи системы управления ракетой, замкнутой контактами вилки кабеля МР. Полученный сигнал о разделении может использоваться как для переключения команд управления, так и для иных целей, например активирования боевой части на расстоянии, безопасном для носителя.The essence of the solution lies in the fact that in a 2-stage rocket with a detachable starting engine, the aft compartment of the marching stage, containing BAU blocks, is equipped with an electric connector, the plug of which is mounted on the cable of the stage separation mechanism. This solution allows the BAU to provide information about the separation of the launch stage due to the opening of the missile control system circuit closed by the contacts of the MP cable plug. The received separation signal can be used both for switching control commands, and for other purposes, for example, activating the warhead at a distance safe for the carrier.
Кроме того, предложенное устройство повышает к.п.д МР, а следовательно, эффективность разделения ступеней, что также ведет к уменьшению рассеивания МС за счет сокращения времени разведения МС с отработанной стартовой ступенью, так как в нем применено форсированное разведение ступеней, достигнутое установкой на пути перемещения газогенератора кольцевой шпонки, частично погруженной в насадок, с нормированным усилием разрушения. Такое решение исключает преждевременное начало движения блоков МР до тех пор, пока газогенератор не выйдет на режимные параметры и не доведет параметры газа наполняемой камеры разделения до расчетного оптимального уровня (в основном по давлению и температуре), то есть устраняется нерациональное использование отведенного пути разведения ступеней.In addition, the proposed device increases the efficiency of the MR, and therefore, the efficiency of the separation of steps, which also leads to a decrease in the dispersion of the MS due to the reduction of the time of dilution of the MS with the spent starting stage, since it uses the forced dilution of the steps achieved by setting to ways of moving the gas generator of the ring key, partially immersed in the nozzles, with a normalized fracture force. This solution eliminates the premature start of the movement of the MR blocks until the gas generator reaches the operating parameters and brings the gas parameters of the filled separation chamber to the calculated optimal level (mainly by pressure and temperature), that is, the irrational use of the allotted stage separation path is eliminated.
Предложенное техническое решение поясняется чертежами, где на фиг.1 изображена ракета, содержащая маршевую ступень 1, отделяемую стартовую ступень с двигателем 2 и механизм разделения ступеней 3. На фиг.2 показан вид А фиг.1 с разрезом по электрическому кабелю, где подробно изображен фрагмент ракеты с механизмом разделения ступеней в исходном состоянии. На фиг.3 подробно показано устройство в разрезе по шпонке, ориентирующей МР с двигателем в исходном состоянии. На фиг.4 показано состояние устройства в сечении по кабелю после разделения ступеней.The proposed technical solution is illustrated by drawings, in which Fig. 1 shows a rocket containing a
Фиг.2 (вид А на фиг.1) подробно раскрывает предложенное устройство, содержащее маршевую ступень 1, отделяемую стартовую ступень с двигателем 2, механизм разделения ступеней, включающий привод 4, газогенератор 5, изолированный от маршевой ступени поршнем 6, насадок 7 с кольцевыми секциями 8, удерживающий зацепами 9 маршевую ступень и закрепленный в переходном шпангоуте 10 разрезной гайкой 11, установленной на распорной втулке 12. Между насадком и переходным шпангоутом образована полость, в которой размещен кабель 13. Один конец кабеля снабжен розеткой 14, соединенной с вилкой 15 электропитания воспламенителя двигателя, а противоположный конец снабжен вилкой 16, вилка кабеля соединена с розеткой 17 электросети маршевой ступени и поджата к ней винтами 18, закрепленными в пластине 19, прилегающей к упору 20, установленному в окне насадка 7 и закрепленному на переходном шпангоуте, при этом на упоре закреплен штифт 21, фиксирующий угловое положение маршевой ступени относительно насадка.Figure 2 (view A in figure 1) discloses in detail the proposed device comprising a
На фиг.3 показано устройство в продольном сечении по штифту 22, фиксирующему от угловых перемещений разрезную кольцевую шпонку 23 и обеспечивающему угловое ориентирование распорной втулки 12 с розеткой кабеля относительно вилки двигателя с помощью винтов 24. При этом шпонка 25 ориентирует угловое положение насадка относительно двигателя. Снаружи МР установлен аэродинамический обтекатель 26.Figure 3 shows the device in longitudinal section along the
Предложенное устройство работает следующим образом: по команде с носителя „ПУСК" БАУ ракеты формирует команду на запуск двигателя, которая в виде электрического импульса поступает на электровоспламенитель двигателя. Газами работающего двигателя активируется привод 4, по окончании работы двигателя привод механическим импульсом (ударника) задействует газогенератор 5, который, оставаясь неподвижным, заполняет газами камеру разделения. При достижении в камере разделения расчетного давления газогенератор срезает разрезную кольцевую шпонку 23 и, перемещая распорную втулку 12, освобождает разрезную гайку 11, начинается разведение ступеней. При этом насадок 7 с МС перемещается в переходном шпангоуте 10, а упор 20, закрепленный на переходном шпангоуте 10, удерживает вилку 16 кабеля МР, в результате вилка 16 расстыковывается с розеткой 17 кабельной электросети БАУ МС, размыкая цепи управления и создавая тем самым сигнал в БАУ, используемый в цепях управления, об отделении стартовой ступени. Одновременно с упором 20 из МС выводится ориентирующий штифт 21 и продолжается разведение ступеней до освобождения зацепов 9, при этом кольцевые секции 8 удержат насадок с кабелем и элементами переходного отсека в составе стартовой ступени (подробно работа кольцевых секций по улавливанию фрагментов переходного отсека при разделении ступеней изложена в прототипе). Состояние устройства показано на фиг.4.The proposed device works as follows: on command from the rocket “START”, the rocket launcher generates a command to start the engine, which, in the form of an electric pulse, is supplied to the electric igniter of the engine. Drive gas activates
Таким образом, предложенное техническое решение в составе ракеты, содержащей отделяемую стартовую ступень с двигателем, маршевую ступень с БАУ и механизм разделения ступеней, обеспечивает возможность уменьшить рассеивание МС после отделения стартовой ступени за счет того, что БАУ ракеты получает однозначную информацию об отделении отработанной стартовой ступени и вносит необходимые коррективы в команды управления ракетой в момент, соответствующий отделению. Кроме того, такое решение позволяет снизить риск активирования опасных элементов ракеты (боевой части и проч.) в непосредственной близости от носителя на участке работы стартовой ступени, т.е. в пределах своей территории.Thus, the proposed technical solution consisting of a rocket containing a detachable launch stage with an engine, a marching stage with a BAU and a stage separation mechanism provides the opportunity to reduce the dispersion of the MS after separation of the launch stage due to the fact that the missile BAU receives unambiguous information about the separation of the spent launch stage and makes the necessary adjustments to missile control teams at the moment corresponding to the squad. In addition, this solution reduces the risk of activating dangerous elements of the rocket (warhead, etc.) in the immediate vicinity of the carrier at the site of the launch stage, i.e. within its territory.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008122588/02A RU2362113C1 (en) | 2008-06-04 | 2008-06-04 | Rocket |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008122588/02A RU2362113C1 (en) | 2008-06-04 | 2008-06-04 | Rocket |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2362113C1 true RU2362113C1 (en) | 2009-07-20 |
Family
ID=41047243
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008122588/02A RU2362113C1 (en) | 2008-06-04 | 2008-06-04 | Rocket |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2362113C1 (en) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2460965C1 (en) * | 2011-01-12 | 2012-09-10 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" | Missile |
RU2613391C1 (en) * | 2016-01-12 | 2017-03-16 | Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Rocket |
RU2660968C1 (en) * | 2017-08-30 | 2018-07-11 | Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Rocket |
CN113295058A (en) * | 2021-04-28 | 2021-08-24 | 北京星途探索科技有限公司 | Novel interstage electric signal separation mechanism |
-
2008
- 2008-06-04 RU RU2008122588/02A patent/RU2362113C1/en active
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2460965C1 (en) * | 2011-01-12 | 2012-09-10 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" | Missile |
RU2613391C1 (en) * | 2016-01-12 | 2017-03-16 | Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Rocket |
RU2660968C1 (en) * | 2017-08-30 | 2018-07-11 | Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Rocket |
CN113295058A (en) * | 2021-04-28 | 2021-08-24 | 北京星途探索科技有限公司 | Novel interstage electric signal separation mechanism |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2362113C1 (en) | Rocket | |
US2883910A (en) | Airborne store ejector bolt | |
RU2684693C2 (en) | Device for facilitating a power plant on solid propergol of a single-engine helicopter, a single-engine helicopter containing such a device and a corresponding method | |
US20130101369A1 (en) | Tripped unlocking device, connecting two detachable subassemblies | |
US4478127A (en) | Bomb saddle interface module | |
CN106574515B (en) | Pneumatic device, architecture of a propulsion system of a multi-engine helicopter, and helicopter | |
RU2333866C2 (en) | Method of helicopter control in failure of power plant with propeller mechanical drive (versions) | |
US5104067A (en) | Detonating cord powered canopy breakers | |
RU2362112C1 (en) | Missile | |
US7095601B2 (en) | High energy primary spark ignition system for a gas turbine engine | |
JP2017121859A (en) | Fairing, rocket provided with the same, and separation method of fairing | |
CN108995832A (en) | A kind of Pneumatic booster formula stage separation mechanism | |
US2911914A (en) | Fuze for special shaped charge bomb | |
US4036456A (en) | Rocket catapult with direct mechanically actuated ignition of rocket motor | |
US7195198B2 (en) | Helicopter blade emergency detachment system | |
CN106143924A (en) | One launches starter | |
US3863570A (en) | Hydraulic pressure actuated missile stage separation | |
CN106706256B (en) | A kind of hypersonic aircraft component separation wind tunnel experiment synchronizing exploder | |
US3071072A (en) | Perforating apparatus | |
KR101200745B1 (en) | Separation device for propulsion system of missile and missile launching system having the same | |
CN205957828U (en) | Aircraft interstage separator | |
CN105179109B (en) | Spraying pipe extending and unfolding mechanism adopting air blowing principle | |
RU2460965C1 (en) | Missile | |
US6845947B1 (en) | Aircraft canopy jettison apparatus with airbag | |
JP2001141399A (en) | Wing unfolder of flier |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20171121 |