RU2362112C1 - Missile - Google Patents
Missile Download PDFInfo
- Publication number
- RU2362112C1 RU2362112C1 RU2008122125/02A RU2008122125A RU2362112C1 RU 2362112 C1 RU2362112 C1 RU 2362112C1 RU 2008122125/02 A RU2008122125/02 A RU 2008122125/02A RU 2008122125 A RU2008122125 A RU 2008122125A RU 2362112 C1 RU2362112 C1 RU 2362112C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gas generator
- piston
- engine
- stage
- sustainer
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в малогабаритных ракетах с отделяемой стартовой ступенью.The invention relates to the field of rocketry and can be used in small-sized missiles with a detachable launch stage.
Известна двухступенчатая ракета с отделяемой стартовой ступенью, см. патент РФ 2284457 от 08.02.2005. МПК7 F42B 15/00, принятая нами за прототип.Known two-stage rocket with a detachable starting stage, see RF patent 2284457 from 08.02.2005. IPC 7 F42B 15/00, adopted by us for the prototype.
Ракета содержит отделяемую стартовую ступень с двигателем, переходный шпангоут, маршевую ступень (МС) с насадком, закрепленным на торце кормового отсека с помощью зацепов и зафиксированным от продольного перемещения разрезной гайкой, в насадке с обтюрацией размещен газогенератор, изолированный от кормового отсека поршнем, при этом наружная часть насадка снабжена ступенчатой кольцевой канавкой, более глубокая часть которой заполнена кольцевыми секциями из материала, менее прочного, чем материал насадка и переходного шпангоута. Внутренняя часть переходного шпангоута снабжена кольцевой канавкой с глубиной, не меньшей, чем перепад ступеней ступенчатой канавки и отстоящей от ступенчатой канавки на расстоянии, не меньшем пути перемещения зацепов в переходном шпангоуте до их освобождения и не большем пути перемещения газогенератора в насадке после его освобождения разрезной гайкой. Причем переходный шпангоут снабжен коническим сбегом от внутренней поверхности к кольцевой канавке, а под каждой кольцевой секцией в насадке выполнены сквозные отверстия.The missile contains a detachable starting stage with an engine, a transition frame, a marching stage (MC) with a nozzle fixed to the end of the aft compartment with hooks and fixed from the longitudinal movement by a split nut, a gas generator insulated from the aft compartment by a piston is placed in the obturation nozzle, while the outer part of the nozzle is equipped with a stepped annular groove, the deeper part of which is filled with annular sections of a material less durable than the material of the nozzle and the transition frame. The inner part of the transition frame is equipped with an annular groove with a depth not less than the step difference of the stepped groove and spaced from the stepped groove at a distance not less than the path of the hooks in the transition frame before they are released and not more than the path of the gas generator in the nozzle after it is released with a split nut . Moreover, the transition frame is equipped with a conical run from the inner surface to the annular groove, and through holes are made under each annular section in the nozzle.
Основным недостатком приведенного устройства является сложность конструкции.The main disadvantage of this device is the design complexity.
Задачей предлагаемого технического решения является упрощение конструкции ракеты с повышением надежности и безотказности работы.The objective of the proposed technical solution is to simplify the design of the rocket with increased reliability and uptime.
Для решения поставленной задачи в известной ракете, содержащей отделяемую стартовую ступень с двигателем, маршевую ступень, установленную в переходном шпангоуте, закрепленном на двигателе, газогенератор и поршень, маршевая ступень зафиксирована разрушаемыми элементами, корпус ее снабжен коническим обнижением к торцу кормовой части, при этом поршень выполнен в виде несимметрично выпуклой пластины, установлен между маршевой ступенью и газогенератором с возможностью совместного перемещения с маршевой ступенью, зафиксирован разъемным кольцом, частично в него погруженным и закрепленным на переходном шпангоуте, а между газогенератором и двигателем враспор установлена втулка.To solve the problem in a well-known rocket containing a detachable starting stage with an engine, a marching stage installed in the transition frame mounted on the engine, a gas generator and a piston, the marching stage is fixed by destructible elements, its body is equipped with a conical lowering to the end of the aft part, while the piston made in the form of an asymmetrically convex plate, mounted between the march stage and the gas generator with the possibility of joint movement with the march stage, fixed detachable sealing rings, partly immersed into it and fixed to the transition frames, and a sleeve between the gas generator and the motor vraspor.
Сущность предложенного технического решения заключается в том, что в 2-ступенчатой ракете, содержащей маршевую ступень, отделяемую стартовую ступень с двигателем, переходный шпангоут, закрепленный на двигателе, газогенератор и поршень, маршевая ступень зафиксирована стопорными элементами, корпус ее снабжен коническим обнижением к торцу кормовой части. При этом поршень установлен между маршевой ступенью и газогенератором с возможностью совместного перемещения с маршевой ступенью. Причем до установки МС на стартовую ступень поршень фиксируется разъемным кольцом, частично в него погруженным и закрепленным на переходном шпангоуте. В полете МС стартовой перегрузкой прижимается к поршню, который опирается на газогенератор, удерживаемый от перемещения втулкой, установленной враспор между ним и двигателем. При разделении ступеней под действием давления газа газогенератора поршень срезает разъемное кольцо и, перемещаясь с МС, разрушает стопорные элементы. Кроме того, решены проблемные вопросы удаления фрагментов с линии связи (визирования) бортовой аппаратуры (БАУ) с наземной аппаратурой управления (НАУ) ракетой после отделении стартовой ступени за счет установки подвижного поршня большего диаметра на торце меньшего диаметра кормовой части ракеты.The essence of the proposed technical solution lies in the fact that in a 2-stage rocket containing a marching stage, a detachable starting stage with an engine, a transitional frame mounted on the engine, a gas generator and a piston, the marching stage is fixed by stop elements, its hull is equipped with a conical lowering to the aft end parts. In this case, the piston is installed between the sustainer stage and the gas generator with the possibility of joint movement with the sustainer stage. Moreover, before the MS is installed on the starting stage, the piston is fixed with a split ring, partially immersed in it and fixed to the transition frame. In flight, the MS is loaded with the starting overload against the piston, which rests on the gas generator, which is kept from moving by the sleeve, which is installed in opposition between it and the engine. When the steps are separated under the action of gas pressure of the gas generator, the piston cuts off the split ring and, moving with the MC, destroys the locking elements. In addition, the problematic issues of removing fragments from the communication line (sighting) of the onboard equipment (BAU) with the ground control equipment (NAU) of the rocket after separation of the launch stage due to the installation of a larger moving piston at the end of the smaller diameter of the aft rocket were solved.
Предложенная конструкция ракеты и особенности ее работы поясняются чертежами, где на фиг.1 изображена 2-ступенчатая ракета, содержащая отделяемую стартовую ступень с двигателем 1, маршевую ступень 2, переходный отсек 3. На фиг.2 показан вид А, с фиг.1 в исходном состоянии; на фиг.3 - тот же вид по окончании работы двигателя.The proposed design of the rocket and the features of its operation are illustrated by drawings, in which Fig. 1 shows a 2-stage rocket containing a detachable launch stage with
На фиг.2 (вид А, с фиг.1) подробно изображено предложенное техническое решение. Базовым элементом переходного отсека является переходный шпангоут 4, в котором маршевая ступень зафиксирована разрушаемыми элементами 5, выполненными в виде стопорных винтов. Корпус МС снабжен коническим обнижением 6 к торцу 7 кормовой части. Поршень 8 выполнен в виде несимметрично выпуклой пластины, установлен между маршевой ступенью и газогенератором 9 с возможностью совместного перемещения с маршевой ступенью при разделении ступеней и зафиксирован разъемным кольцом 10, частично в него погруженным и закрепленным на переходном шпангоуте 10 винтами 11, а между газогенератором и двигателем враспор установлена втулка 12. Переходный шпангоут неподвижно закреплен на двигателе гайкой 13, сориентирован штифтом 14 и укрыт аэродинамическим обтекателем 15, который удерживается стопорным винтом 16.Figure 2 (view A, figure 1) shows in detail the proposed technical solution. The basic element of the transition compartment is the
Предложенное устройство работает следующим образом. При движении ракеты МС 2 центрируется в переходном шпангоуте 4 стопорными винтами 5 и прижимается стартовой перегрузкой к поршню 8, который опирается на газогенератор 9, удерживаемый от перемещения втулкой 12, установленной враспор между ним и двигателем 1. По окончании работы двигателя по команде на разделение ступеней газогенератор 9 накачивает газ в полость между ним и поршнем 8. При достижении расчетного давления срезается разъемное кольцо 10, удерживающее поршень 8, при дальнейшем движении с МС 2 срезаются стопорные винты 5 и МС выталкивается из переходного шпангоута 4. После выхода поршня 8 за пределы переходного шпангоута 4 газ стравливается в атмосферу, а скоростной напор воздуха, воздействуя на выступающую над кормовым обнижением ракеты часть поршня, затормозит его. Поршень отходит от торца ракеты, в результате скоростной напор воздуха станет воздействовать на всю поперечную площадь поршня, который, стремясь занять положение наименьшего сопротивления, повернется ребром к воздушному потоку, однако, имея несимметрично выпуклую форму, изменит траекторию движения и, отклоняясь от траектории ракеты, освободит линию связи НАУ-БАУ.The proposed device operates as follows. When the rocket moves, the
Таким образом, предложенное техническое решение существенно упрощает конструкцию ракеты, в сравнении с прототипом, за счет установки поршня между маршевой ступенью и газогенератором с возможностью совместного перемещения с маршевой ступенью при закреплении газогенератора враспор между переходным шпангоутом и двигателем. Кроме того, решен вопрос увода поршня с линии связи НАУ-БАУ за счет выполнения поршня несимметрично выпуклой формы с превышением диаметра над диаметром кормовой части МС.Thus, the proposed technical solution significantly simplifies the design of the rocket, in comparison with the prototype, due to the installation of a piston between the march stage and the gas generator with the possibility of joint movement with the march stage when fixing the gas generator in opposition between the transition frame and the engine. In addition, the issue of the removal of the piston from the NAU-BAU communication line due to the execution of a piston with an asymmetrically convex shape with an excess of diameter over the diameter of the stern of the MS was solved.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008122125/02A RU2362112C1 (en) | 2008-06-02 | 2008-06-02 | Missile |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008122125/02A RU2362112C1 (en) | 2008-06-02 | 2008-06-02 | Missile |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2362112C1 true RU2362112C1 (en) | 2009-07-20 |
Family
ID=41047242
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008122125/02A RU2362112C1 (en) | 2008-06-02 | 2008-06-02 | Missile |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2362112C1 (en) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
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 |
RU2707678C1 (en) * | 2018-12-10 | 2019-11-29 | Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Flanged rocket |
RU2715009C1 (en) * | 2019-06-14 | 2020-02-21 | Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Two-stage banking missile |
-
2008
- 2008-06-02 RU RU2008122125/02A patent/RU2362112C1/en active
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
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 |
RU2707678C1 (en) * | 2018-12-10 | 2019-11-29 | Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Flanged rocket |
RU2715009C1 (en) * | 2019-06-14 | 2020-02-21 | Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Two-stage banking missile |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US20130101369A1 (en) | Tripped unlocking device, connecting two detachable subassemblies | |
RU2362112C1 (en) | Missile | |
US3086467A (en) | Gas operated extendible probe for ballistic model | |
US6427574B1 (en) | Submarine horizontal launch tactom capsule | |
EP3488177B1 (en) | Stage separation mechanism and method | |
EP2734437B1 (en) | Apparatus and method for launching an unmanned aerial vehicle (uav) from a submersible | |
CN102120496A (en) | Vacuum power catapult | |
RU2660968C1 (en) | Rocket | |
RU2215981C2 (en) | Cruising missile in transportation-launching container | |
RU2362113C1 (en) | Rocket | |
EP1902938A2 (en) | Float for a device air-launched into the sea, in particular for a countermeasure | |
US4625649A (en) | Projectiles | |
RU2693093C2 (en) | Multi-stage rocket and head method of used parts separation | |
RU2569995C1 (en) | Two-caliber guided missile | |
RU2428580C1 (en) | Propulsion installation | |
US20200165000A1 (en) | Actuation device for aircraft emergency ram air turbine system | |
RU2690987C1 (en) | Rocket | |
US8866057B2 (en) | Fin deployment method and apparatus | |
RU2613391C1 (en) | Rocket | |
US10422612B2 (en) | Projectile, and warhead assembly and deployment system therfor | |
US9541031B2 (en) | Device for modulating a gas ejection section | |
RU2657528C1 (en) | Grenade for the full bore grenade launcher | |
US10570856B2 (en) | Device for modulating a gas ejection section | |
US20070137176A1 (en) | Thrust termination device for solid rocket motor | |
US3218973A (en) | Missile component separation assembly |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20171121 |