RU2362113C1

RU2362113C1 - Rocket

Info

Publication number: RU2362113C1
Application number: RU2008122588/02A
Authority: RU
Inventors: Владимир Маркович Кузнецов (RU); Владимир Маркович Кузнецов; Анатолий Сергеевич Капустин (RU); Анатолий Сергеевич Капустин; Валерий Викторович Филиппов (RU); Валерий Викторович Филиппов; Анатолий Фридрихович Песин (RU); Анатолий Фридрихович Песин; Владимир Сергеевич Кабаев (RU); Владимир Сергеевич Кабаев
Original assignee: Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения"
Priority date: 2008-06-04
Filing date: 2008-06-04
Publication date: 2009-07-20

Abstract

FIELD: aviation.

SUBSTANCE: invention relates to the field of rocket technology and can be used on rockets with a separate mother missile. The rocket consists of a separate mother missile with engine, sustainer propulsion stage with apparatus control, mechanism for breaking up of stages, including propulsion, gas generator isolated from the mother missile, inner cylinder and nose with circular sections. The nose is attached in the transitional stage. Between them and in the transitional stage a cavity is formed in which an electrical cable is located, on end of which is equipped with a socket with a forked electrical source for the engine ignition, and at the other end a plug. In the window of the nose the anchor for affixing the transitional stage is located using a pin fixing using an angular position the mother missile relative to the nose. Having orientated the nose relative to the engine the key is set in the transitional stage.

EFFECT: reduction of dispersion of the mother missile after separation from the launch engine with increased coefficient for the action of the mechanism for stage separation.

4 dwg

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 march stage 1, a detachable launch stage with an engine 2 and a stage separation mechanism 3. Fig. 2 shows a view A of Fig. 1 with a cut through an electric cable, which shows in detail fragment of a rocket with a mechanism for separating steps in the initial state. Figure 3 shows in detail the device in the context of the key, orienting MR with the engine in its original state. Figure 4 shows the state of the device in cross section along the cable after the separation of the steps.

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 march stage 1, a detachable starting stage with an engine 2, a stage separation mechanism including a drive 4, a gas generator 5 isolated from the march stage by a piston 6, nozzles 7 with ring sections 8, holding the march step holding the hooks 9 and fixed in the adapter frame 10 with a split nut 11 mounted on the spacer sleeve 12. A cavity is formed between the nozzle and the adapter frame, in which cable 13 is placed. One end of the cable is provided with a socket oh 14 connected to the plug 15 of the power supply of the igniter of the engine, and the opposite end is equipped with a plug 16, the plug of the cable is connected to the socket 17 of the mains electrical network and pushed to it by screws 18 fixed in the plate 19 adjacent to the stop 20 installed in the window nozzle 7 and mounted on the transitional frame, while the pin 21 is fixed to the stop, fixing the angular position of the march stage relative to the nozzle.

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 pin 22, fixing the split ring key 23 from angular movements and providing the angular orientation of the spacer sleeve 12 with the cable outlet relative to the engine plug using screws 24. In this case, the key 25 orientates the angular position of the nozzle relative to the engine. Outside the MR installed aerodynamic fairing 26.

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 drive 4, after the engine is finished, the drive uses a mechanical pulse (impactor) to activate the gas generator 5, which, while remaining stationary, fills the separation chamber with gases, and when the design pressure reaches the separation chamber, the gas generator cuts off the split ring joint 23 and, moving the spacer sleeve 12, releases the split nut 11, the separation of the steps begins.At the same time, the nozzles 7 with the MC are moved in the transition frame 10, and the stop 20, mounted on the transition frame 10, holds the plug 16 of the MP cable, resulting in a plug 16 disconnects with the outlet 17 of the cable BAU MS network, opening the control circuit and thereby creating a signal in the BAU used in the control circuits, about the separation of the starting stage.An parallel with the stop 20, the alignment pin 21 is withdrawn from the MC and the separation of the stages continues until the hooks 9 are released, the annular sections 8 will hold the nozzles with the cable and elements of the adapter compartment as part of the launch stage (the work of the ring sections to capture fragments of the adapter module when separating the steps is described in detail in the prototype). The status of the device is shown in figure 4.

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

Ракета, содержащая 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, отличающаяся тем, что между насадком и переходным шпангоутом образована полость, в которой помещен электрический кабель, один конец которого снабжен розеткой, соединенной с вилкой электропитания воспламенителя двигателя, а противоположный конец - вилкой, соединенной с розеткой электросети аппаратуры управления, 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 двигателя, при этом на газогенераторе тандемом закреплены разрезная кольцевая шпонка, частично погруженная в насадок, и распорная втулка, в выемке которой помещена розетка электрического кабеля. A 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 from the marching stage 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 a spacer a sleeve, characterized in that between the nozzle and the transition frame a cavity is formed in which an electric cable is placed, one end of which is equipped with a socket, connected with the power plug of the engine igniter, and the opposite end with a plug connected to the power outlet of the control equipment, in the nozzle window there is an emphasis fixed to the transition frame with a pin fixed to it, fixing the angular position of the march stage relative to the nozzle, and a key is installed on the transition frame, orienting the nozzles relative to the engine, while a split ring key partially immersed in the nozzle and a spacer sleeve in the recess are mounted on the gas generator in tandem to which the socket of an electric cable is placed.