RU2066439C1 - Flare war head of rocket - Google Patents
Flare war head of rocket Download PDFInfo
- Publication number
- RU2066439C1 RU2066439C1 SU3144541A RU2066439C1 RU 2066439 C1 RU2066439 C1 RU 2066439C1 SU 3144541 A SU3144541 A SU 3144541A RU 2066439 C1 RU2066439 C1 RU 2066439C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- compartment
- piston
- nose
- tail
- additional
- Prior art date
Links
Landscapes
- Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области военной техники, а именно к неуправляемым осветительным ракетам, предназначенным для освещения местности в темное время суток. The invention relates to the field of military equipment, namely to uncontrolled lighting missiles designed to illuminate the area in the dark.
Целью изобретения является повышение надежности действия боевой части. The aim of the invention is to increase the reliability of the warhead.
Указанная цель достигается тем, что известная осветительная боевая часть снабжена дополнительным поршнем, выполненным в виде кольца, установленного центрально в полости обтекателя с упором в торец полого поршня и с образованием зазора с дном носового отсека, при этом площадь рабочей поверхности дополнительного поршня превышает площадь рабочей поверхности полого поршня. This goal is achieved by the fact that the known lighting warhead is equipped with an additional piston made in the form of a ring mounted centrally in the cavity of the fairing with an emphasis on the end face of the hollow piston and with the formation of a gap with the bottom of the nose compartment, while the area of the working surface of the additional piston exceeds the area of the working surface hollow piston.
Изобретение поясняется чертежом (фиг. 1), на котором показан общий вид устройства. The invention is illustrated in the drawing (Fig. 1), which shows a General view of the device.
Осветительная боевая часть 1 состоит из хвостового отсека 2 с размещенным в нем осветительным составом (не показано) и носового отсека 3, выполненного в виде тонкостенного стакана, в дне 4 которого закреплена трубка 5, а в полость отсека уложена парашютная система 6, которая соединена с хвостовым отсеком 2 тросом с помощью узла крепления 7. Боевая часть 1 крепится с двигателем 8 элементом крепления 9, в полости которого размещен взрыватель 10, а носовой отсек 3 соединен с хвостовым отсеком 2 с помощью тарировочного элемента 11, например штифтов. Трубка 5 носового отсека выполнена в виде ствола, в котором расположен шток 12, выполненный в виде трубки и опертый одним концом в дно хвостового отсека, а другим в поршень 13, в котором закреплено устройство замедления 14. На дне носового отсека 4 жестко закреплен обтекатель 15, выполненный с полостью 16, в которой установлен дополнительный поршень 17 с осевым газоводным отверстием 18 и дополнительный заряд 19, предназначенный для введения в действие парашютной системы 6. Между дополнительным поршнем 17 и дном 4 носового отсека образован зазор Н, сам дополнительный поршень 17 оперт на поршень 13 посредством уступа 20 обтекателя 15, причем его рабочая площадь значительно (в 3.7 раз) превышает рабочую площадь поршня 13. The lighting warhead 1 consists of a tail compartment 2 with an illuminating composition (not shown) and a bow compartment 3 made in the form of a thin-walled cup, in the bottom 4 of which a tube 5 is fixed, and a parachute system 6 is laid in the compartment cavity, which is connected to the tail compartment 2 with a cable using the mount 7. The warhead 1 is attached to the engine 8 with a mount 9, in the cavity of which a fuse 10 is placed, and the nose compartment 3 is connected to the tail compartment 2 using a calibration element 11, for example pins. The tube 5 of the nasal compartment is made in the form of a barrel, in which the rod 12 is located, made in the form of a tube and supported at one end by the bottom of the tail compartment, and the other into the piston 13, in which the deceleration device 14 is fixed. At the bottom of the nasal compartment 4, the fairing 15 is fixed made with a cavity 16, in which an additional piston 17 with an axial gas hole 18 and an additional charge 19 is installed, designed to operate the parachute system 6. Between the additional piston 17 and the bottom 4 of the nose compartment, a gap H is formed, Accessory SIMPLE piston 17 on the piston 13 via a ledge 20 of the fairing 15, and its working area significantly (3.7-fold) higher than the working area of the piston 13.
Изобретение работает следующим образом. После срабатывания взрывателя 10 горячие пороховые газы воспламеняют устройство замедления 14, закрепленное в поршне 13. Устройство замедления 14 при срабатывании воспламеняет дополнительный заряд 19, в результате чего в полости 16 обтекателя 15 возникает давление (70.120 атм), которое, воздействуя на дополнительный поршень 17 и через поршень 13 на шток 12, приводит к разрушению тарированного элемента 11 крепления носового отсека 3 с хвостовым отсеком 2, например штифтов, и началу движения носового отсека, при этом дополнительный поршень 17 передвигается по оси на величину Н. В дальнейшем за счет оставшегося давления, воздействующего на поршень 13 и через него на шток 12, опертый в дно хвостового отсека, происходит разгон носового отсека 3 до скорости, обеспечивающей введение в действие парашютной системы 6. The invention works as follows. After the fuse 10 is activated, hot powder gases ignite the retardation device 14, which is fixed in the piston 13. The retardation device 14, when activated, ignites the additional charge 19, as a result of which pressure (70.120 atm) arises in the cavity 16 of the fairing 15, which acts on the additional piston 17 and through the piston 13 to the rod 12, leads to the destruction of the calibrated element 11 of the attachment of the bow compartment 3 with the tail compartment 2, for example pins, and the beginning of the movement of the bow compartment, while the additional piston 17 moves I am on the axis by N. In the future, due to the remaining pressure acting on the piston 13 and through it to the rod 12, supported in the bottom of the tail compartment, the nose compartment 3 is accelerated to a speed that enables the introduction of the parachute system 6.
Изобретение позволяет исключить случаи прожогов парашюта и неполного раскрытия парашютной системы, а также снизить требования к прочности элементов конструкции и их соединений, что повышает надежность действия и технологичность изделия. The invention allows to eliminate cases of parachute burn-through and incomplete opening of the parachute system, as well as reduce the requirements for the strength of structural elements and their connections, which increases the reliability of the action and manufacturability of the product.
В составе осветительной боевой части ракеты С-8-0 изобретение успешно прошло наземные и летные стрельбовые испытания. As part of the lighting warhead of the S-8-0 rocket, the invention successfully passed ground and flight firing tests.
В настоящее время заканчивается сборка первой партии осветительных боевых частей для эксплуатации заказчиком. Currently, the assembly of the first batch of lighting warheads for use by the customer is nearing completion.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU3144541 RU2066439C1 (en) | 1986-06-03 | 1986-06-03 | Flare war head of rocket |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU3144541 RU2066439C1 (en) | 1986-06-03 | 1986-06-03 | Flare war head of rocket |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2066439C1 true RU2066439C1 (en) | 1996-09-10 |
Family
ID=20928634
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SU3144541 RU2066439C1 (en) | 1986-06-03 | 1986-06-03 | Flare war head of rocket |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2066439C1 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2446377C1 (en) * | 2010-08-16 | 2012-03-27 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Star shell and method of assembling star shell grenade |
CN102772865A (en) * | 2012-08-02 | 2012-11-14 | 北京机械设备研究所 | Unidirectional spray type fire extinguishing bomb without high explosive fragmentation |
-
1986
- 1986-06-03 RU SU3144541 patent/RU2066439C1/en active
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2446377C1 (en) * | 2010-08-16 | 2012-03-27 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Star shell and method of assembling star shell grenade |
CN102772865A (en) * | 2012-08-02 | 2012-11-14 | 北京机械设备研究所 | Unidirectional spray type fire extinguishing bomb without high explosive fragmentation |
WO2014019449A1 (en) * | 2012-08-02 | 2014-02-06 | 北京机械设备研究所 | Unidirectional, sprinkler-type, antipersonnel-fragmentation-free fire-extinguishing bomb |
US9776027B2 (en) | 2012-08-02 | 2017-10-03 | Beijing Mechanical Equipment Institute | Unidirectional, sprinkler-type, antipersonnel-fragmentation-free fire-extinguishing bomb |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US4892038A (en) | Cartridged ammunition | |
US4688486A (en) | Multi-head military charge | |
US2724237A (en) | Rocket projectile having discrete flight initiating and sustaining chambers | |
US3461801A (en) | Multi-canister ejecting device | |
US4444117A (en) | Stacked tube submunition dispenser | |
US4676136A (en) | Apparatus for recoilless firing of projectiles from a lauching tube | |
US5082203A (en) | System for the opening of an unfolding tail unit for projectiles | |
US3167016A (en) | Rocket propelled missile | |
US3139795A (en) | Tandem loaded firing tubes | |
US3377952A (en) | Probe ejecting rocket motor | |
US4611540A (en) | Mortar ammunition | |
US5040465A (en) | Launching projectile for electromagnetic decoys | |
US3791300A (en) | Flare shell | |
RU2066439C1 (en) | Flare war head of rocket | |
US4889030A (en) | Projectile equipped with deployable parachute | |
US3107617A (en) | Ring decoy launching mechanism | |
RU2462686C2 (en) | Method of increase of range capability of projectile (versions) and device for its implementation | |
RU2103652C1 (en) | Aircraft flare warhead | |
EP0084095B1 (en) | Ballistic propulsion system for rifle grenades and similar projectiles | |
US3839962A (en) | Test projectile with primary and test fuzes | |
RU2066440C1 (en) | Flare head of rocket | |
RU2459176C1 (en) | Multifunctional compartment to separate projectiles | |
US4005656A (en) | Device for a pyrotechnical flare body comprising a flame spreader for the flame emitted by the flare body | |
US4726297A (en) | Submunition ejection system | |
RU2292007C1 (en) | Shaped-charge tandem warhead |