RU2551181C2 - Method for obtaining additional pulse of missile thrust, and inter-stage accelerator for its implementation (versions) - Google Patents
Method for obtaining additional pulse of missile thrust, and inter-stage accelerator for its implementation (versions) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2551181C2 RU2551181C2 RU2013142211/11A RU2013142211A RU2551181C2 RU 2551181 C2 RU2551181 C2 RU 2551181C2 RU 2013142211/11 A RU2013142211/11 A RU 2013142211/11A RU 2013142211 A RU2013142211 A RU 2013142211A RU 2551181 C2 RU2551181 C2 RU 2551181C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- stage
- spent
- interstage
- flight
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Air Bags (AREA)
Abstract
Description
Данное изобретение предназначено для многоступенчатых ракет-носителей различного назначения с различными типами силовых установок. Область применения охватывает ракеты как научно-технического, так и военного применения, с любыми типами реактивных силовых установок. Данный принцип полета и устройство могут иметь применение на всех этапах полета - при отделении ступеней ракет, стартовых ускорителей и для дополнительного ускорения головной космической части. Заявлен принципиально новый способ разделения ступеней ракет с последующим использованием кинетической энергии отделяемой ступени.This invention is intended for multi-stage launch vehicles for various purposes with various types of power plants. The scope covers missiles of both scientific, technical and military applications, with any type of jet propulsion systems. This principle of flight and the device can be applied at all stages of flight - in the separation of rocket stages, launch accelerators and for additional acceleration of the head of the space part. A fundamentally new way of separating rocket stages with the subsequent use of the kinetic energy of the separated stage is claimed.
Существующие системы и способы полета многоступенчатых ракет основаны на простом принципе уменьшения общей массы ракеты путем поэтапного сброса ее частей (ступеней) с пустыми баками и отработавшими ресурс двигателями. При этом имеющаяся кинетическая энергия отделяемой ступени теряется впустую. За счет этой энергии отработанная ступень по инерции продолжает полет по баллистической траектории до полной потери скорости и последующего падения на землю. Таким образом, значительная часть топлива ракеты тратится впустую - на разгон массивной конструкции ступени, которая после отделения (отстыковки) никак не используется.Existing systems and methods for flying multi-stage missiles are based on the simple principle of reducing the total mass of a rocket by phasing out its parts (steps) with empty tanks and exhausted engines. In this case, the available kinetic energy of the separated stage is wasted. Due to this energy, the spent stage by inertia continues to fly along the ballistic trajectory until a complete loss of speed and subsequent fall to the ground. Thus, a significant part of the rocket’s fuel is wasted - to disperse the massive stage structure, which is not used after separation (undocking).
Известен способ отделения отработавших частей ракеты по патенту RU 2281234. Устройство разделения в ней выполнено в виде нескольких пиропатронов. Для уменьшения разлета осколков применяется мембрана отражатель.A known method of separating the spent parts of the rocket according to the patent RU 2281234. The separation device in it is made in the form of several squibs. To reduce the expansion of fragments, a reflector membrane is used.
Недостатки: при срабатывании пиропатронов образуется резкая ударная нагрузка и значительный разлет осколков, которые могут повредить ракету. Кроме того, при применении пиропатронов имеет место задымление, которое может вывести из строя линзы оптических систем ракеты.Disadvantages: when the pyro cartridge is triggered, a sharp shock load and a significant expansion of fragments that can damage the rocket are formed. In addition, with the use of pyro cartridge, there is smoke that can damage the lens of the optical systems of the rocket.
Известен патент RU 2291820 на пиротехнический толкатель для отделения створок головного обтекателя - это поршень в цилиндре, который просто раскрывает створки ГО в стороны перед их сбрасыванием. Толкатель обеспечивает сравнительно плавное раскрывание отделяемых створок, отсутствие осколков и задымления, которые могут повредить ракету.Known patent RU 2291820 for a pyrotechnic pusher for separating the head fairing cusps is a piston in the cylinder that simply opens the cusp flaps to the sides before dropping them. The pusher provides a relatively smooth opening of detachable leaves, the absence of fragments and smoke that can damage the rocket.
Недостатки: большой вес и сложность конструкции, низкая надежность за счет необходимости применения нескольких разрозненных устройств, которые должны срабатывать строго одновременно.Disadvantages: the large weight and complexity of the design, low reliability due to the need to use several disparate devices that must operate strictly simultaneously.
Известны патенты RU 2441823, RU 2455205 на устройство для разделения элементов конструкции, выполненных в виде пиропатронов с толкателем.Known patents RU 2441823, RU 2455205 for a device for separating structural elements made in the form of squibs with a pusher.
В этой конструкции имеются все вышеперечисленные недостатки.This design has all of the above disadvantages.
Известен патент US 6622971. Изобретение относится к конструкции соединения разделяемых в полете частей. Данный способ основан на конструкции, в которой предлагается выполнять соединения частей оболочки ракеты в виде шнуровки прочным жгутом, пропущенным через шкивы на обеих разделяемых частях (это такой же принцип соединения, как в шнурках ботинка). Для разделения частей и их сброса достаточно разрезать шнуровку (например, несколькими пиропатронами).Known patent US 6622971. The invention relates to the design of the connection is shared in flight parts. This method is based on a design in which it is proposed to connect the parts of the shell of the rocket in the form of a lacing with a strong harness passed through the pulleys on both shared parts (this is the same principle of connection as in the shoe laces). To separate the parts and discharge them, it is enough to cut the lacing (for example, with several squibs).
Результатом является низкая стоимость и высокая прилегаемость частей конструкции. Т.к. шнуровка обеспечивает более плотное прилегание и отсутствие зазоров.The result is low cost and high adherence to structural parts. Because lacing provides a snug fit and no gaps.
Недостатки: при разделении и сбросе элементов оболочки ракеты (например, головного обтекателя) разлетаются обрывки шнуровки, которые могут зацепиться за элементы конструкции. Высокая зависимость от климатических условий, т.к. шнуровка может намокать или покрываться льдом. Снижение надежности, т.к. для нормальной работы устройства необходимо наличие множества пиропатронов, которые должны сработать строго одновременно и обеспечивать одновременный многократный разрыв шнура.Disadvantages: when separating and dumping rocket shell elements (for example, a head fairing), fragments of lacing fly around, which can catch on structural elements. High dependence on climatic conditions, as lacing may get wet or covered with ice. Decrease in reliability since for the normal operation of the device, it is necessary to have many pyro-cartridges, which should work strictly simultaneously and provide simultaneous multiple tearing of the cord.
Известен патент RU 2455204 на способ разделения ступеней ракеты-носителя пакетной схемы, характеризующийся тем, что в расчетный момент времени разрываются нижние узлы связи, которые разворачивают первую ступень вокруг верхних узлов связи за счет силы тяги двигателей первой ступени. Затем разрывается верхний узел связи и производится отвод передней части первой ступени от второй ступени. Устройство отличается тем, что угол и скорость поворота первой ступени относительно верхнего узла связи регулируются углом поворота сопел двигателей первой ступени; а разрыв верхнего узла связи производят в момент, когда ускорение первой ступени становится равным ускорению второй ступени, после чего происходит отвод передней части первой ступени от второй ступени с помощью отталкивающей силы. Эта сила незначительна, не влияет на импульс тяги отбрасываемой ступени и предназначена для отклонения отделяемых частей от траектории ракеты, чтобы устранить возможность столкновения (касания) отделившихся частей и корпуса ракеты.The patent RU 2455204 is known for a method of separating the stages of a launch vehicle of a packet scheme, characterized in that at the estimated time, the lower communication nodes are torn, which deploy the first stage around the upper communication nodes due to the traction force of the first stage engines. Then the upper communication unit is torn and the front part of the first stage is withdrawn from the second stage. The device is characterized in that the angle and speed of rotation of the first stage relative to the upper communication node are regulated by the angle of rotation of the nozzles of the engines of the first stage; and the breaking of the upper communication node is carried out at the moment when the acceleration of the first stage becomes equal to the acceleration of the second stage, after which the front part of the first stage is withdrawn from the second stage by repulsive force. This force is insignificant, does not affect the thrust impulse of the discarded stage and is designed to deflect detachable parts from the rocket trajectory in order to eliminate the possibility of collision (contact) of separated parts and the rocket body.
Способ основан на обычном сбрасывании боковой отработанной ступени, которая отделяется и просто падает вниз, немного отклоняясь вбок под действием реактивной струи работающего двигателя следующей ступени, расположенной в центральной части (ракета-носитель со ступенями пакетной компоновки типа РН «Союз»).The method is based on the usual dumping of the side waste stage, which separates and simply falls down, slightly deviating to the side under the action of the jet of the working engine of the next stage located in the central part (launch vehicle with stages of a batch configuration of the Soyuz type launch vehicle).
Это решение принято за прототип.This decision is made as a prototype.
Все вышеперечисленные примеры и прототип - это системы пассивного разделения ступеней. Заявленное изобретение не является системой пассивного разделения ступеней, а представляет собой новую систему активного (кинетического) принципа разделения ступеней, для реализации которого используется межступенчатый ракетный ускоритель, срабатывающий при разделении ступеней.All of the above examples and the prototype are passive separation systems. The claimed invention is not a system of passive separation of steps, but represents a new system of the active (kinetic) principle of separation of steps, for the implementation of which an interstage rocket accelerator is used that is activated when the steps are separated.
Целью данного изобретения является принципиально-новый способ получения дополнительного импульса тяги при полете ракет путем преобразования кинетической энергии отработанной ступени в дополнительный импульс тяги, повышающий эффективность полета ракеты. Данный способ реализован в виде устройства межступенчатого ускорителя, которое позволяет использовать кинетическую энергию отработанных (отделяемых) ступеней, преобразовывая ее в дополнительный импульс тяги ракеты. Применение данного изобретения повышает коэффициент полезного действия (КПД) силовой установки, значительно улучшает летные баллистические характеристики ракеты, значительно снижая ее вес и габариты. Это, в свою очередь, положительно влияет на надежность и основные экономические показатели (т.е. ракета становится дешевле в изготовлении, надежнее в эксплуатации и эффективнее в полете). Заявляемое изобретение имеет максимально высокое научно-техническое значение, поскольку описывает новый, более эффективный способ полета многоступенчатых ракет.The aim of this invention is a fundamentally new method of obtaining an additional thrust impulse during the flight of missiles by converting the kinetic energy of the spent stage into an additional thrust impulse that increases the efficiency of missile flight. This method is implemented as an interstage accelerator device, which allows the kinetic energy of the spent (detachable) steps to be used, converting it into an additional impulse of rocket thrust. The use of this invention increases the efficiency (efficiency) of the power plant, significantly improves the flight ballistic characteristics of the rocket, significantly reducing its weight and dimensions. This, in turn, has a positive effect on reliability and basic economic indicators (i.e., a rocket becomes cheaper to manufacture, more reliable in operation and more efficient in flight). The claimed invention has the highest scientific and technical value, because it describes a new, more efficient way to fly multi-stage missiles.
Техническим результатом изобретения является относительная простота конструкции, увеличение надежности, уменьшение ударной нагрузки при разделении ступеней, полное отсутствие осколков, быстрый отвод отделяемой ступени на безопасное расстояние и создание дополнительного мощного импульса тяги (ускорения). Это приводит к экономии топлива, уменьшению веса конструкции, снижению стоимости ракеты и значительному повышению эффективности ее силовой установки.The technical result of the invention is the relative simplicity of the design, the increase in reliability, the reduction of the shock load during the separation of steps, the complete absence of fragments, the fast removal of the detachable step to a safe distance and the creation of an additional powerful impulse of traction (acceleration). This leads to fuel economy, reducing the weight of the structure, reducing the cost of the rocket and significantly increasing the efficiency of its power plant.
Кроме того, описываемое устройство может быть размещено как на новых, так и на уже существующих ракетах-носителях путем их незначительной модернизации (дооснащения). При этом для модернизации ракет не требуется каких-либо существенных изменений конструкции - устройство размещается в имеющиеся межступенчатые технологические проемы. Применение данного изобретения позволяет очень быстро нарастить мощность и эффективность практически всех уже существующих ракет-носителей, что имеет важное стратегическое значение, например, для повышения военного потенциала страны.In addition, the described device can be placed on both new and existing launch vehicles by slightly upgrading them (retrofitting). Moreover, for the modernization of missiles does not require any significant structural changes - the device is placed in existing interstage technological openings. The use of this invention allows you to very quickly increase the power and efficiency of almost all existing launch vehicles, which is of strategic importance, for example, to increase the military potential of the country.
Применение данного изобретения позволяет не только оперативно повысить КПД (эффективность) уже существующих ракетно-космических систем, но и создать принципиально-новую ракету нового поколения с более компактной и значительно более эффективной силовой установкой.The use of this invention allows not only to quickly increase the efficiency (efficiency) of existing space rocket systems, but also to create a fundamentally new new generation rocket with a more compact and significantly more efficient power plant.
Указанный научно-технический результат достигается за счет того, что способ получения дополнительного импульса тяги ракеты, заключающийся в применении преобразователей кинетической энергии отделяемой отработанной ступени в дополнительный импульс тяги и ускорении головной части ракеты, продолжающей полет, отличающийся тем, что отделяемая часть ракеты или отработанная ступень помимо отсоединия отталкивается (катапультируется) в направлении, противоположном движению, передавая, таким образом, кинетическую энергию и дополнительный импульс тяги от отработанной ступени к головной части ракеты, продолжающей полет.The indicated scientific and technical result is achieved due to the fact that the method of obtaining an additional impulse of rocket thrust, which consists in using converters of kinetic energy of the separated spent stage to an additional thrust pulse and accelerates the head of the rocket, continuing the flight, characterized in that the separated part of the rocket or spent stage in addition to disconnecting, it is repelled (catapulted) in the direction opposite to the movement, thus transmitting kinetic energy and additional energy pulse traction from the spent stage to the head of the rocket, continuing the flight.
Межступенчатый ракетный ускоритель, содержащий пиропатроны с электродетонаторами, отличающийся тем, что состоит из нескольких стволов, в каждом из которых имеется пиропатрон с электродетонатором, причем в каждый ствол заложены шток-толкатель с амортизатором для смягчения удара при срабатывании пиропатрона, отталкивающий отделяемую часть (ступень) ракеты в направлении, противоположном направлению полета ракеты.An interstage rocket accelerator containing a squib with electric detonators, characterized in that it consists of several barrels, each of which has a squib with an electric detonator, with a pusher rod with a shock absorber in each barrel to soften the impact when the squib is triggered, repelling the detachable part (stage) rockets in the direction opposite to the direction of flight of the rocket.
По второму варианту межступенчатый ракетный ускоритель, содержащий пиропатроны с электродетонаторами, штоки-толкатели, вставленные в направляющие стволы с пиропатронами, соединенные с отделяемыми боковыми ступенями или стартовыми ускорителями ракеты, отличающийся тем, что состоит из не менее чем двух стволов, каждый из которых закреплен на ускорителе или боковой ступени ракеты, в каждом из стволов имеется пиропатрон с электродетонатором, причем в каждый ствол заложен шток-толкатель с амортизатором, с функцией смягчения удара при срабатывании пиропатрона и плавного разгона отделяемой ступени до нужной скорости.According to the second variant, an interstage rocket accelerator containing pyro-cartridges with electric detonators, pusher rods inserted into guiding barrels with pyro-cartridges, connected to detachable side steps or launch rocket accelerators, characterized in that it consists of at least two barrels, each of which is mounted on accelerator or lateral stage of the rocket, in each of the barrels there is a squib with an electric detonator, and in each barrel there is a rod-pusher with a shock absorber, with the function of mitigating the impact during the operation tyvanii cutter and smooth acceleration detachable stage to the desired speed.
Увеличение надежности работы ускорителей обеспечивается за счет многократного дублирования пиропатронов (например, в каждом ускорителе может быть использовано от 6 стволов и более).The increase in the reliability of the accelerators is ensured by the multiple duplication of the squibs (for example, 6 or more trunks can be used in each accelerator).
Уменьшение ударной нагрузки достигается за счет плавного разгона отделяемой ступени при помощи направляющих стволов и амортизаторов, размещенных на концах штоков-толкателей.The reduction in shock load is achieved due to the smooth acceleration of the detachable stage using guide shafts and shock absorbers located at the ends of the push rods.
Полное отсутствие осколков при срабатывании пиропатронов обеспечивается за счет отсутствия разрушаемых частей.The complete absence of fragments during the operation of the squibs is ensured by the absence of destructible parts.
В целом межступенчатый ускоритель обеспечивает не только быстрый отвод отделяемой ступени на безопасное расстояние, но и создание дополнительного мощного импульса тяги (ускорения) ракеты.In general, an interstage accelerator provides not only a quick separation of the detachable stage to a safe distance, but also the creation of an additional powerful impulse of thrust (acceleration) of the rocket.
Дополнительный импульс тяги при разделении ступеней приводит к экономии топлива, уменьшению общего веса конструкции, снижению себестоимости ракеты и значительному повышению эффективности ее силовой установки.An additional impulse of traction during the separation of stages leads to fuel economy, a decrease in the total weight of the structure, a reduction in the cost of the rocket, and a significant increase in the efficiency of its power plant.
Краткое описание чертежейBrief Description of the Drawings
На Фиг.1 показана принципиальная схема трех этапов отделения отработанной ступени ракеты при использовании межступенчатого ускорителя, где 1 - передняя часть ракеты, 2 - импульсная часть ускорителя, 3 - пиропатрон, 4 - отделяемая ступень, 5 - двигатель отделяемой ступени (а - первый этап завершения работы первой ступени; б - второй этап отбрасывания отработанной ступени назад; в - третий этап включения двигателя второй ступени).Figure 1 shows a schematic diagram of the three stages of separation of the spent rocket stage using an interstage accelerator, where 1 is the front part of the rocket, 2 is the pulse part of the accelerator, 3 is the igniter, 4 is the detachable stage, 5 is the engine of the detachable stage (a is the first stage completion of the first stage; b - the second stage of casting the spent stage back; c - the third stage of turning on the engine of the second stage).
На Фиг.2 показана схема продольного ускорителя, где 6 - основание второй ступени ракеты, 7 - амортизаторы, 8 - шток, 9 - основание первой ступени ракеты. Figure 2 shows a diagram of a longitudinal accelerator, where 6 is the base of the second stage of the rocket, 7 is the shock absorbers, 8 is the rod, 9 is the base of the first stage of the rocket.
На Фиг.3 показана конструкция межступенчатых ракетных ускорителей, где 10 - головная часть и грузовой отсек ракеты-носителя, 11 - разгонный блок, 12 - межступенчатый ускоритель головной части, 13 - вторая ступень ракеты, 14 - межступенчатый ускоритель второй ступени, 15 - первая ступень ракеты, 16 - стартовые ускорители.Figure 3 shows the design of interstage rocket boosters, where 10 is the head part and the cargo compartment of the launch vehicle, 11 is the booster block, 12 is the interstage accelerator of the warhead, 13 is the second stage of the rocket, 14 is the interstage accelerator of the second stage, 15 is the first rocket stage, 16 - launch boosters.
Осуществление изобретенияThe implementation of the invention
Представим двухступенчатую ракету, которая движется со скоростью V1 по прямой траектории (Фиг.1). Масса ракеты состоит из суммы масс двух ее частей (масс ступеней) M=M1+M2. Общий импульс движения (количество движения) на данном этапе полета будет: P=(M1+M2)V1.Imagine a two-stage rocket that moves at a speed V1 in a straight path (Figure 1). The mass of a rocket consists of the sum of the masses of its two parts (masses of steps) M = M1 + M2. The total momentum of movement (amount of movement) at this stage of the flight will be: P = (M1 + M2) V1.
Если отработанная ступень просто отсоединится на определенном этапе полета (как это происходит во всех современных ракетах), то импульс движения уменьшится на величину отсоединившейся массы, т.е. передняя часть, продолжающая движение, будет иметь импульс P1=M1V1. Схематически это показано на Фиг.1(а).If the spent stage simply disconnects at a certain stage of the flight (as happens in all modern missiles), then the momentum of movement will decrease by the value of the disconnected mass, i.e. the front part, which continues to move, will have an impulse P1 = M1V1. This is shown schematically in FIG. 1 (a).
Отработанная ступень в момент отсоединения будет иметь собственный импульс движения P2=M2V2, где в начальный момент отсоединения ступеней их скорости равны V1=V2. Таким образом, отделяемая ступень оставляет на себе часть общей кинетической энергии и продолжает полет по инерции, расходуя эту энергию впустую. Такое применение кинетической энергии отработанной ступени весьма расточительно, поскольку для ее создания (разгона массы конструкции отделившейся ступени) на предшествующем этапе полета было израсходовано дополнительное топливо. То есть при обычном (пассивном) отделении отработанных ступеней ракет значительная часть топлива расходуется на разгон и увеличение кинетической энергии массы конструкции отделяемой ступени. Эта приобретенная кинетическая энергия после отделения ступени никак не используется и полностью пропадает.The worked out stage at the moment of disconnection will have its own momentum of movement P2 = M2V2, where at the initial moment of disconnection of the stages their speeds are V1 = V2. Thus, the detachable stage retains a part of the total kinetic energy and continues to fly by inertia, wasting this energy in vain. Such an application of the kinetic energy of the spent stage is very wasteful, because for its creation (acceleration of the mass of the separated stage structure) at the previous stage of the flight, additional fuel was consumed. That is, in the usual (passive) separation of spent rocket stages, a significant part of the fuel is spent on acceleration and increase in the kinetic energy of the mass of the structure of the separated stage. This acquired kinetic energy after separation of the stage is not used in any way and completely disappears.
Если сделать так, что отработанная ступень не просто отделится от головной части ракеты, а с силой оттолкнет (катапультирует) ее вперед, например, при помощи специального пиротехнического толкателя, то будет наблюдаться следующее явление.If we make it so that the spent stage does not just separate from the head of the rocket, but pushes it forward (catapults) forward, for example, using a special pyrotechnic pusher, then the following phenomenon will be observed.
К импульсу движения, который имела передняя часть ракеты в момент отделения (M1V1), добавляется импульс отделяемой ступени (M2V2), т.е. суммарный импульс движения будет P суммарный = M1V1+M2V2.To the momentum of the movement that the front of the rocket had at the time of separation (M1V1), the momentum of the detachable stage (M2V2) is added, i.e. the total momentum of the movement will be P total = M1V1 + M2V2.
Схематически это показано на Фиг.1(б).This is shown schematically in FIG. 1 (b).
В качестве дополнительного пояснительного примера можно рассмотреть явление отдачи при стрельбе из ружья, где сила отдачи направлена в сторону, противоположную направлению пули, и зависит от скорости и массы вылетаемого из ствола снаряда (пули). В этом примере пуля, имеющая небольшую массу, создает значительную силу отдачи за счет разгона в стволе до очень большой скорости.As an additional illustrative example, we can consider the phenomenon of recoil when firing a gun, where the recoil force is directed in the direction opposite to the direction of the bullet, and depends on the speed and mass of the projectile (bullet) emitted from the barrel. In this example, a small mass bullet creates a significant recoil force due to acceleration in the barrel to a very high speed.
Следует отметить, что прирост импульса движения может быть очень значительный, т.к. в реальной ракете масса отделяемой ступени всегда значительно больше массы части ракеты, продолжающей полет.It should be noted that the increase in momentum of movement can be very significant, because in a real rocket, the mass of the detachable stage is always much larger than the mass of the part of the rocket that continues to fly.
Отсюда следует, что, если отработанную ступень ракеты не просто отделить от ракеты, а оттолкнуть в направлении, противоположном движению, то вся кинетическая энергия этой ступени за счет силы отдачи (как в примере со стрельбой из ружья) передается передней части ракеты, продолжающей полет в заданном направлении. Если точно рассчитать силу отталкивания (в зависимости от скорости полета и массы отделяемой ступени), то можно добиться того, что отделенная ступень остановится в воздухе (V2=0), а вся ее кинетическая энергия полностью перейдет в дополнительную энергию движения передней части ракеты. А если использовать более мощное ускорительное устройство, которое «выстрелит» с большой скоростью отработанной ступенью в направлении, противоположном движению ракеты, то кинетическая энергия головной части ракеты значительно возрастет. Максимальная скорость выстреливания (катапультирования) отработанной ступени ограничивается лишь прочностными характеристиками ракеты и ее способностью выдерживать перегрузки. Чтобы снизить перегрузки, сделать разгон (ускорение) более плавным и добиться максимального дополнительного импульса тяги, в конструкции используются межступенчатые ускорители с амортизатором, встроенным в шток-толкатель (который гасит ударные нагрузки при срабатывании пиропатронов), и относительно длинные направляющие стволы, в которых происходит разгон отделяемой части ракеты до максимальной скорости так же, как происходит разгон пули в стволе ружья. Если отработанную ступень в момент отделения разогнать до максимально возможной скорости (которая ограничивается только прочностными характеристиками ракеты), то можно получить значительный прирост импульса тяги за счет силы отдачи, образующейся при катапультировании отработанной ступени.It follows that if the spent rocket stage is not simply separated from the rocket but pushed in the opposite direction to the movement, then all the kinetic energy of this stage due to the recoil force (as in the example with rifle shooting) is transferred to the front of the rocket, which continues to fly into given direction. If we accurately calculate the repulsive force (depending on the flight speed and mass of the detached stage), then we can ensure that the separated stage will stop in the air (V2 = 0), and all its kinetic energy will completely transfer to the additional energy of movement of the front of the rocket. And if you use a more powerful accelerator device that “shoots” with a high speed the spent step in the opposite direction to the rocket’s movement, then the kinetic energy of the head of the rocket will increase significantly. The maximum rate of firing (ejection) of the spent stage is limited only by the strength characteristics of the rocket and its ability to withstand overloads. To reduce overloads, to make acceleration (smoother) smoother and to achieve the maximum additional thrust impulse, the design uses interstage accelerators with a shock absorber integrated in the pusher rod (which absorbs shock loads when the igniter is triggered), and relatively long guiding trunks in which the acceleration of the detachable part of the rocket to maximum speed is the same as the acceleration of a bullet in the barrel of a gun. If the spent stage at the time of separation is accelerated to the maximum possible speed (which is limited only by the strength characteristics of the rocket), then a significant increase in the thrust impulse can be obtained due to the recoil force generated when the spent stage is ejected.
Таким образом, если мы используем более мощное межступенчатое устройство (отталкиватель, ускоритель), то можно добиться максимального дополнительного эффекта увеличения импульса тяги, когда отделяемая ступень не просто на мгновение остановится в пространстве, а полетит в обратном направлении. В этом случае головная часть ракеты получит энергию, значительно превышающую суммарную энергию двух частей, которая была до момента разделения. Т.е. при использовании достаточно мощного отталкивающего устройства можно добиться не только сохранения суммарной энергии всех ступеней, которая была до момента разделения, но и значительно увеличить эту энергию. Фактически заявляемое устройство (межступенчатый ускоритель) - это принципиально новый дополнительный двигатель ракеты, использующий принцип увеличения импульса движения, который ранее не применялся. При отталкивании отработанной ступени будет наблюдаться эффект реактивного движения, где «рабочим телом» послужит масса отработанной ступени. При этом, чем больше скорость отталкивания и чем больше масса отталкиваемого тела, тем больше появится дополнительной энергии, преобразуемой в дополнительный импульс движения передней части ракеты. Таким образом, описываемый межступенчатый ускоритель позволяет не только сохранить, но и значительно увеличить суммарный импульс движения ракеты при отделении отработанной ступени.Thus, if we use a more powerful interstage device (repulsor, accelerator), then we can achieve the maximum additional effect of increasing the thrust impulse when the detachable step does not just momentarily stop in space, but will fly in the opposite direction. In this case, the head of the rocket will receive energy significantly exceeding the total energy of the two parts, which was before the separation. Those. when using a sufficiently powerful repulsive device, it is possible to achieve not only the conservation of the total energy of all steps, which was before the separation, but also significantly increase this energy. In fact, the claimed device (interstage accelerator) is a fundamentally new additional rocket engine using the principle of increasing the momentum of motion, which has not been previously applied. When repelling the spent stage, the effect of jet propulsion will be observed, where the mass of the spent stage will serve as the “working medium”. Moreover, the greater the repulsion rate and the greater the mass of the repelled body, the more additional energy will appear, which will be converted into an additional momentum of movement of the front of the rocket. Thus, the described interstage accelerator allows not only preserving, but also significantly increasing the total momentum of rocket movement during separation of the spent stage.
В данном изобретении реализован принципиально-новый способ полета многоступенчатых ракет, который состоит из следующих трех этапов (Фиг.1).The present invention implements a fundamentally new method of flight of multi-stage missiles, which consists of the following three stages (Figure 1).
Этап I: После того как топливо первой ступени полностью израсходовано, включается межступенчатый ускоритель (Фиг.1(а)).Stage I: After the fuel of the first stage is completely consumed, an interstage accelerator is turned on (Figure 1 (a)).
Этап II: В момент разделения межступенчатый ускоритель отталкивает переднюю часть ракеты от массивной отработанной ступени. При этом часть ракеты, продолжающая полет, получает дополнительный импульс движения и дополнительную энергию, значительно превышающую кинетическую энергию отделяемой ступени (Фиг.1(б)).Stage II: At the time of separation, the interstage accelerator repels the front of the rocket from the massive spent stage. At the same time, the part of the rocket continuing the flight receives an additional momentum of motion and additional energy significantly exceeding the kinetic energy of the detached stage (Fig. 1 (b)).
Этап III: На последующем этапе полета отделившаяся передняя ракеты часть включает собственные двигатели и продолжает полет в обычном режиме (Фиг.1(в)).Stage III: At the next stage of the flight, the detached front rocket part includes its own engines and continues the flight in normal mode (Figure 1 (c)).
Главное преимущество данного изобретения в том, что найден сравнительно простой и эффективный способ значительного повышения КПД (коэффициента полезного действия) практически всех современных многоступенчатых ракет путем применения межступенчатых ускорителей, которые используют кинетическую энергию отработанных ступеней для получения дополнительного импульса тяги. По сути, межступенчатый ускоритель - это легкий и компактный дополнительный двигатель, применение которого позволит снизить габариты и вес многоступенчатых ракет на 20-30% по сравнению с ракетами, не имеющими таких устройств. Например, если трехступенчатая ракета-носитель «Союз» имеет длину около 50 м, то трехступенчатая ракета нового поколения с применением межступенчатых ускорителей может иметь длину около 35 м, при одинаковых летных характеристиках. Столь значительное снижение габаритов ракеты достигается как за счет применения межступенчатых ускорителей и увеличения числа ступеней, так и за счет резкого уменьшения запасов топлива, которые тратятся впустую, и ракета возит сама себя. Использование заявляемого устройства снижает общую массу и габариты ракеты в геометрической прогрессии по отношению к снижению массы топлива.The main advantage of this invention is that a relatively simple and effective way to significantly increase the efficiency (efficiency) of almost all modern multi-stage rockets by using interstage accelerators that use the kinetic energy of the spent stages to obtain an additional thrust impulse is found. In fact, an interstage accelerator is a lightweight and compact additional engine, the use of which will reduce the dimensions and weight of multi-stage missiles by 20-30% compared to missiles that do not have such devices. For example, if the Soyuz three-stage launch vehicle has a length of about 50 m, the new generation three-stage launch vehicle using interstage accelerators can have a length of about 35 m, with the same flight characteristics. Such a significant reduction in the dimensions of the rocket is achieved both through the use of interstage accelerators and an increase in the number of stages, and through a sharp decrease in the fuel reserves that are wasted, and the rocket carries itself. The use of the inventive device reduces the total mass and dimensions of the rocket exponentially with respect to reducing the mass of fuel.
Главная особенность конструкции межступенчатого ускорителя ракеты в том, что устройство должно иметь с одной стороны достаточно высокую мощность (силу толчка), а с другой стороны мгновенные ударные нагрузки должны быть минимальными, поскольку резкий силовой удар (взрывного типа) может привести к разрушению некоторых элементов конструкции ракеты. Поэтому здесь невозможно применение обычных пиротехнических устройств, и требуются устройства более мягкого действия.The main design feature of the interstage rocket accelerator is that the device must have sufficiently high power (push force) on the one hand and, on the other hand, instantaneous shock loads must be minimal, since a sharp force impact (explosive type) can lead to the destruction of some structural elements rockets. Therefore, it is impossible to use conventional pyrotechnic devices, and devices of a milder action are required.
В заявляемом изобретении предлагается простая и надежная конструкция межступенчатого ускорителя, схематически показанная на Фиг.2.The claimed invention provides a simple and reliable design of an interstage accelerator, schematically shown in Figure 2.
Устройство состоит из нескольких стволов, например 6-8 штук, в каждом из которых имеется пиропатрон 3 с электродетонатором. Для уменьшения взрывного удара в каждый ствол заложены амортизаторы 7. Пиропатроны состоят из вещества, обеспечивающего относительно «мягкий взрыв» (т.е. сравнительно плавную постепенную детонацию), что достигается, например, использованием в составе взрывной смеси ряда «замедлителей горения» на основе минеральных смол или битума. Для обеспечения равномерности давления в стволах, все стволы соединены синхронизирующим кольцевым газовым каналом. В стволы вставлены штоки 8, закрепленные на отделяемой ступени 9. Таким образом, при подаче электрического импульса в каждом стволе устройства воспламеняется пиропатрон 3, который через амортизатор 7 выталкивает шток 8, отталкивающий отработанную ступень. Применение длинного ствола и амортизатора необходимо для смягчения толчка при взрыве пиропатрона и плавного разгона штока при его движении внутри ствола. Для повышения надежности, недопущения перекосов и обеспечения одновременного равного выталкивания штоков-толкателей из стволов, для точного выравнивания давления все стволы соединены у основания газовым синхронизирующим каналом (кольцевой трубкой). Такая конструкция позволяет устройству надежно работать даже при сбое режима воспламенения отдельных пиропатронов. Если, вследствие внештатной ситуации, какой-либо пиропатрон не воспламенится вовремя, то синхронизирующий канал (газовая трубка), соединяющая все стволы, равномерно распределит давление между стволами и обеспечит равную силу выталкивания (ускорение) всех штоков-толкателей, которые, в свою очередь, передают импульс силы (ускорение) отделяемой головной части ракеты.The device consists of several trunks, for example 6-8 pieces, each of which has a
Межступенчатые ускорители размещаются между всеми ступенями ракеты и включаются в момент отделения отработанных ступеней на всех основных этапах полета.Interstage accelerators are located between all stages of the rocket and are switched on at the time of separation of the spent stages at all the main stages of the flight.
В случае применения твердотопливных стартовых ускорителей, размещенных по бокам первой ступени, или при необходимости дооснащения межступенчатыми ускорителями существующих ракет с пакетной компоновкой ступеней типа «Союз», межступенчатый ускоритель изготавливается по схеме, показанной на Фиг.3, являющейся вторым вариантом применения заявленного изобретения. В этом случае узел крепления боковых стартовых ускорителей (или боковых ступеней ракет типа «Союз») состоит из двух (или нескольких) стволов с пиропатронами 3, штоками 8 и амортизаторами 7, которые действуют так же, как в описанном выше межступенчатом ускорителе. В данном устройстве два параллельных ствола при помощи пиропатронов 3 выталкивают цилиндрические штоки 8 в направлении, противоположном движению ракеты. Таким образом, передняя часть ракеты отталкивается от массы отделяемой части, получая дополнительный импульс движения.In the case of the use of solid fuel launch boosters placed on the sides of the first stage, or if it is necessary to equip existing rockets with the Soyuz package of stage configurations with interstage boosters, the interstage accelerator is made according to the scheme shown in Figure 3, which is the second application of the claimed invention. In this case, the attachment site of the side launch boosters (or the side steps of Soyuz-type missiles) consists of two (or several) barrels with
Заявленный способ получения дополнительного импульса тяги ракет может быть реализован в различных вариантах с различными конструкциями межступенчатых ускорителей, например, в виде описанных выше пиротехнических устройств (зарядов, размещенных в стволах ускорителя), быстродействующей пневматической или гидравлической системы, механического пружинного механизма и других устройств, обеспечивающих эффективное отталкивание отработанной ступени в направлении, противоположном движению ракеты.The claimed method of obtaining an additional thrust impulse for missiles can be implemented in various versions with various designs of interstage accelerators, for example, in the form of the pyrotechnic devices described above (charges placed in the accelerator barrels), a high-speed pneumatic or hydraulic system, a mechanical spring mechanism, and other devices providing effective repulsion of the spent stage in the opposite direction to the rocket movement.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013142211/11A RU2551181C2 (en) | 2013-09-17 | 2013-09-17 | Method for obtaining additional pulse of missile thrust, and inter-stage accelerator for its implementation (versions) |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013142211/11A RU2551181C2 (en) | 2013-09-17 | 2013-09-17 | Method for obtaining additional pulse of missile thrust, and inter-stage accelerator for its implementation (versions) |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2013142211A RU2013142211A (en) | 2015-04-10 |
| RU2551181C2 true RU2551181C2 (en) | 2015-05-20 |
Family
ID=53282206
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013142211/11A RU2551181C2 (en) | 2013-09-17 | 2013-09-17 | Method for obtaining additional pulse of missile thrust, and inter-stage accelerator for its implementation (versions) |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2551181C2 (en) |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113124716B (en) * | 2021-04-20 | 2022-12-13 | 上海机电工程研究所 | Protection device for guided missile interstage cutting separation |
| CN115046434B (en) * | 2022-07-22 | 2023-09-29 | 北京中科宇航技术有限公司 | Explosion bolt impact force simulation detection equipment for rocket separation |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2385310A (en) * | 2002-02-14 | 2003-08-20 | Insys Ltd | Satellite launch assembly including means for connection and release |
| RU2349516C1 (en) * | 2007-09-20 | 2009-03-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Thrust-pneumatic pusher |
| US7989744B2 (en) * | 2008-02-01 | 2011-08-02 | Raytheon Company | Methods and apparatus for transferring a fluid |
| RU2455204C1 (en) * | 2010-12-27 | 2012-07-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Method of ganged carrier rocket stages separation |
-
2013
- 2013-09-17 RU RU2013142211/11A patent/RU2551181C2/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2385310A (en) * | 2002-02-14 | 2003-08-20 | Insys Ltd | Satellite launch assembly including means for connection and release |
| RU2349516C1 (en) * | 2007-09-20 | 2009-03-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Thrust-pneumatic pusher |
| US7989744B2 (en) * | 2008-02-01 | 2011-08-02 | Raytheon Company | Methods and apparatus for transferring a fluid |
| RU2455204C1 (en) * | 2010-12-27 | 2012-07-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Method of ganged carrier rocket stages separation |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2013142211A (en) | 2015-04-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4922826A (en) | Active component of submunition, as well as flechette warhead and flechettes therefor | |
| US8387540B2 (en) | Interceptor projectile and method of use | |
| US8205537B1 (en) | Interceptor projectile with net and tether | |
| US9134098B1 (en) | Countermeasure system and method for defeating incoming projectiles | |
| RU2002130580A (en) | METHOD FOR MANAGING THE DIRECTION OF THE ROCKET AND ROCKET FLIGHT | |
| CN109596009B (en) | Multistage series pushing type composite striking type riot grenade | |
| US4744301A (en) | Safer and simpler cluster bomb | |
| CN110906806A (en) | Outer trajectory end-segment bottom explosion speed-increasing penetration armor-piercing bullet | |
| RU2551181C2 (en) | Method for obtaining additional pulse of missile thrust, and inter-stage accelerator for its implementation (versions) | |
| US10330446B2 (en) | Countermeasure flares | |
| US6492632B1 (en) | Lock and slide mechanism for tube launched projectiles | |
| US9207054B2 (en) | Solid state ignition safety device | |
| RU141713U1 (en) | INTERSTAGE ROCKET ACCELERATOR CONVERTING KINETIC ENERGY OF THE EXPLOSED STAGE TO AN EXTRA THRESHING PULSE (OPTIONS) | |
| WO2000044215A1 (en) | Lock and slide mechanism for tube launched projectiles | |
| US3468216A (en) | Hypervelocity gun having a hydraulic stage for velocity conversion | |
| CN109211030B (en) | Impact trigger type Cheng Fangbao grenade | |
| RU2459176C1 (en) | Multifunctional compartment to separate projectiles | |
| RU2280837C1 (en) | Cluster nose cone | |
| US20150323296A1 (en) | Countermeasure Flares | |
| RU2292007C1 (en) | Shaped-charge tandem warhead | |
| RU2422760C1 (en) | Bicalibre controlled missile | |
| RU2237233C1 (en) | Cluster shell with fragmentation-cluster projecting unit "simarga" | |
| RU2777720C2 (en) | Bullet with reactive launched cartridge | |
| RU2538645C1 (en) | Method of extending area of applicability of coned-bore rocket and coned-bore rocket implementing method | |
| US4023496A (en) | Ejector motor braking system |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160918 |