RU2108539C1 - Meteorological three-stage rocket - Google Patents
Meteorological three-stage rocket Download PDFInfo
- Publication number
- RU2108539C1 RU2108539C1 RU96100946A RU96100946A RU2108539C1 RU 2108539 C1 RU2108539 C1 RU 2108539C1 RU 96100946 A RU96100946 A RU 96100946A RU 96100946 A RU96100946 A RU 96100946A RU 2108539 C1 RU2108539 C1 RU 2108539C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- stage
- rocket
- meteorological
- stages
- passive
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в многоступенчатых ракетах, применяемых при зондировании и исследовании атмосферы. The invention relates to rocket technology and can be used in multistage rockets used in sounding and atmospheric research.
Известна метеорологическая ракета [1] , используемая для проведения различных метеорологических исследований, состоящая из двух ступеней: первой ступени - двигателя с маршевой ступенью: диаметры первой, второй маршевой ступени одинакового размера. Known meteorological rocket [1], used for various meteorological studies, consisting of two stages: the first stage - an engine with a marching step: the diameters of the first, second marching step of the same size.
Недостатком такого устройства при достижении определенной высоты является то, что вторая ступень включается сразу после окончания работы первой ступени, в плотных слоях атмосферы, что значительно увеличивает аэродинамическое сопротивление и тем самым уменьшает высоту полета второй ступени. Кроме того, выполнение второй ступени в одном диаметре и не отделение двигателя второй ступени от маревой ступени ввиду большого аэродинамического сопротивления приводит к еще большей потере высоты полета. The disadvantage of this device when reaching a certain height is that the second stage is turned on immediately after the first stage is finished, in dense layers of the atmosphere, which significantly increases the aerodynamic drag and thereby reduces the flight altitude of the second stage. In addition, the execution of the second stage in one diameter and not the separation of the second stage engine from the haze stage due to the high aerodynamic drag leads to an even greater loss of flight altitude.
Указанные недостатки устранены в метеорологической трехступенчатой ракете. These shortcomings are eliminated in a meteorological three-stage rocket.
Известная метеорологическая трехступенчатая ракета [2] имеет пассивную ступень, соединенную через переходной конус механизма отделения с второй ступенью, включающей устройство запуска, а вторая ступень через механизм отделения соединена с первой ступенью, включающей устройство запуска. Known meteorological three-stage rocket [2] has a passive stage connected through a transition cone of the separation mechanism to the second stage, including the launch device, and the second stage through the separation mechanism is connected to the first stage, which includes the launch device.
В приведенной метеорологической ракете диаметр пассивной ступени меньше диаметра второй ступени. Пассивная ступень отделяется от второй ступени. Наличие в конструкции отделяемой пассивной ступени, выполненной с меньшим диаметром чем вторая ступень, при сохраненных других характеристик аналога приводит к увеличению достижимой высоты. Увеличение достижимой высоты осуществляется за счет меньшего аэродинамического сопротивления при прохождении плотных слоев атмосферы. In a given meteorological rocket, the diameter of the passive stage is less than the diameter of the second stage. The passive stage is separated from the second stage. The presence in the design of a detachable passive stage made with a smaller diameter than the second stage, while maintaining other characteristics of the analogue, leads to an increase in the attainable height. The increase in reachable height is due to lower aerodynamic drag during the passage of dense layers of the atmosphere.
Но включение второй ступени сразу после окончания работы первой ступени в плотных слоях атмосферы приводит к резкому повышению аэродинамического сопротивления и к уменьшению достижимой высоты. But the inclusion of the second stage immediately after the completion of the first stage in dense layers of the atmosphere leads to a sharp increase in aerodynamic drag and to a decrease in the attainable height.
Целью изобретения является: повышение высоты полета пассивной ступени за счет пассивного прохождения плотных слоев атмосферы ракеты с оптимально выбранными аэродинамическими и весовыми характеристикам при сохранении направления ее полета. The aim of the invention is: increasing the flight altitude of the passive stage due to the passive passage of dense layers of the atmosphere of the rocket with optimally selected aerodynamic and weight characteristics while maintaining the direction of its flight.
Указанная цель достигается тем, что в метеорологической трехступенчатой ракете, содержащей первую и вторую ступени с устройствами запуска их двигателей и механизмом отделения первой ступени, третью пассивную ступень, соединенную через переходной конус механизмом отделения с второй ступенью, причем в устройство запуска двигателя второй ступени введено устройство временной задержки, а диаметры третьей и второй ступеней, вес ракеты и ее третьей ступени соответствуют следующему соотношению,
где
D3 - диаметр третьей ступени;
D2 - диаметр второй ступени;
G3 - вес третьей ступени;
Gр - вес ракеты;
τ1,2 - суммарное время работы двигателей 1-й и 2-й ступеней;
τз2 - время задержки включения двигателя 2-й ступени.This goal is achieved by the fact that in a meteorological three-stage rocket containing the first and second stages with the devices for starting their engines and the mechanism for separating the first stage, the third passive stage is connected through the transition cone by the separation mechanism with the second stage, and the device is introduced into the device for starting the second stage time delay, and the diameters of the third and second stages, the weight of the rocket and its third stage correspond to the following ratio,
Where
D 3 - the diameter of the third stage;
D 2 - the diameter of the second stage;
G 3 - the weight of the third stage;
G p - rocket weight;
τ 1,2 - the total operating time of the engines of the 1st and 2nd stages;
τ z2 - the delay time of turning on the engine of the 2nd stage.
Наряду с известными характеристиками D3, D2, G3, Gр, τ1,2 введенное в соотношение время задержки включения второй ступени позволяет пройти пассивной ступени с второй ступенью более плотные слои атмосферы на меньшей скорости, чем значительно снижает аэродинамическое сопротивление при работе второй ступени.Along with the known characteristics of D 3 , D 2 , G 3 , G p , τ 1,2 introduced in the ratio of the delay time of the inclusion of the second stage allows you to pass the passive stage with the second stage more dense atmosphere at a lower speed than significantly reduces aerodynamic drag during operation second stage.
Введенные в соотношение τ1,2 и τз2 являются статическими величинами, так как τ1,2 зависит от таких величин: полного импульса, единичного импульса и веса топлива, а τз2 задается устройством временной задержки.Introduced in the ratio of τ 1,2 and τ z2 are static values, since τ 1,2 depends on such quantities: total impulse, single impulse and fuel weight, and τ z2 is set by the time delay device.
В области техники не обнаружено устройство и технических решений с такими же результатами. Это позволяет сделать вывод о соответствии предлагаемого решения. In the technical field, no device and technical solutions with the same results were found. This allows us to conclude that the proposed solution.
На фиг. 1 представлена предлагаемая ракета в сборе; на фиг. 2 - устройство запуска двигателя второй ступени. In FIG. 1 shows the proposed missile assembly; in FIG. 2 - device for starting the engine of the second stage.
Пассивная ступень 1 соединена со второй ступенью через переходной конус 2, в котором размещены инерционный замыкатель 3, электровоспламенитель 4, устройство временной задержки 5, источник питания 6. The passive stage 1 is connected to the second stage through a transition cone 2, in which an inertial contactor 3, an electric igniter 4, a time delay device 5, and a power supply 6 are placed.
В устройство временной задержки 4 запуска двигателя второй ступени могут входить гирозамедлители, временные механизмы или другие технические устройства, обеспечивающие наружную временную задержку. The time delay device 4 for starting the second stage engine may include gyro-retarders, temporary mechanisms, or other technical devices providing an external time delay.
В переходном конусе 2 размещается механизм отделения 7, с помощью которого пассивная ступень 1 соединена с второй ступенью 8. In the transition cone 2 is located the
В свою очередь, вторая ступень 8 через механизм отделения 9 соединена с первой ступенью 10. In turn, the second stage 8 through the separation mechanism 9 is connected to the first stage 10.
Ракета работает следующим образом. The rocket works as follows.
При старте ракеты включается двигатель первой ступени 10 и механизм его отделения 9 подготовлен к срабатыванию, на определенной высоте после выгорания топлива первой ступени 10, при достижении определенной отрицательной перегрузки срабатывает инерционный замыкатель 3, устройство временной задержки 5 запуска двигателя второй ступени 8 и механизм отделения 7 подготавливаются к срабатыванию. When the rocket starts, the engine of the first stage 10 is turned on and the mechanism of its separation 9 is prepared for operation, at a certain height after the fuel burns up of the first stage 10, when a certain negative overload is reached, an inertial contactor 3, a time delay device 5 for starting the engine of the second stage 8 and the
Под действием аэродинамического сопротивления первая ступень 10 отделяется от метеорологической ракеты. Under the influence of aerodynamic drag, the first stage 10 is separated from the meteorological rocket.
После достижения необходимой временной паузы, при работе устройства временной задержки 5, включается вторая ступень метеорологической ракеты. After reaching the necessary time pause, during operation of the time delay device 5, the second stage of the meteorological rocket is switched on.
После выгорания топлива второй ступени 8 и срабатывания механизма разделения 7 от инерционного замыкателя 3 вторая ступень 8 под воздействием аэродинамического сопротивления отделяется от пассивной ступени 1 и пассивная ступень по инерции продолжает движение вверх. After the fuel burns out of the second stage 8 and the
Экспериментальные и теоретические исследования показывают, что это соотношение выполняется для широкого класса метеорологических ракет. Experimental and theoretical studies show that this ratio holds for a wide class of meteorological rockets.
Так, например, один одной из метеорологических ракет, имеющей следующие характеристики:
D2 - 0,15 м
D3 - 0,059 м
G3 - 5 кг
Gр - 60 кг
τ1,2 - 5,2 с
τз2 - 20 с
получим из соотношения
0,39 = 0,39
С учетом приведенных данных получена максимальная высота полета пассивной ступени 117 км. С теми же характеристиками, но с нулевой задержкой, то есть с включением второй ступени сразу после окончания работы первой ступени, получена высота 76 км.So, for example, one of the meteorological rockets having the following characteristics:
D 2 - 0.15 m
D 3 - 0,059 m
G 3 - 5 kg
G r - 60 kg
τ 1.2 - 5.2 s
τ s2 - 20 s
we obtain from the relation
0.39 = 0.39
Based on the data presented, the maximum flight altitude of the passive stage is 117 km. With the same characteristics, but with zero delay, that is, with the inclusion of the second stage immediately after the end of the first stage, an altitude of 76 km was obtained.
Claims (1)
где D3 - диаметр третьей ступени;
D2 - диаметр второй ступени;
G3 - вес третьей ступени;
Gр - вес ракеты;
τ1,2 - суммарное время работы двигателей первой и второй ступеней;
τз2 - время задержки включения двигателя второй ступени.A three-stage meteorological rocket containing the first and second stages with their engine starting devices and a first stage separation mechanism, a third passive stage connected through a transition cone by a second stage separation mechanism, characterized in that a time delay device is introduced into the second stage engine starting device, and the diameter of the third and second stages, the weight of the rocket and its third stage correspond to the following ratio
where D 3 is the diameter of the third stage;
D 2 - the diameter of the second stage;
G 3 - the weight of the third stage;
G p - rocket weight;
τ 1,2 - the total operating time of the engines of the first and second stages;
τ z2 - the delay time of turning on the engine of the second stage.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU96100946A RU2108539C1 (en) | 1996-01-16 | 1996-01-16 | Meteorological three-stage rocket |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU96100946A RU2108539C1 (en) | 1996-01-16 | 1996-01-16 | Meteorological three-stage rocket |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU96100946A RU96100946A (en) | 1998-03-20 |
| RU2108539C1 true RU2108539C1 (en) | 1998-04-10 |
Family
ID=20175857
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU96100946A RU2108539C1 (en) | 1996-01-16 | 1996-01-16 | Meteorological three-stage rocket |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2108539C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2624929C1 (en) * | 2016-03-31 | 2017-07-11 | Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Method of starting booster of controlled reactor charge and inertial circuit body |
-
1996
- 1996-01-16 RU RU96100946A patent/RU2108539C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 1. Гринберг В.Н. и др. Исследовательские и метеорологические ракеты мира. - Л.: Гидрометеоиздат, 1979, с. 120, рис. 65, с. 263, рис. 167. * |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2624929C1 (en) * | 2016-03-31 | 2017-07-11 | Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Method of starting booster of controlled reactor charge and inertial circuit body |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| WO2002032762A3 (en) | Artillery launched flyer assembly | |
| RU2000102687A (en) | METHOD FOR INTRODUCING USE OF USEFUL LOAD OF A MULTIFUNCTIONAL ROCKET-CARRIER OF A COMBINED DIAGRAM WITH MARCHED LIQUID ROCKET MOTOR INSTALLATIONS (RUNNER) | |
| US4295290A (en) | Toy projectile | |
| RU2108539C1 (en) | Meteorological three-stage rocket | |
| US5172875A (en) | Space launcher and method for launching objects into space | |
| JP4632112B2 (en) | Satellite launch method | |
| JP2003114096A (en) | Missile | |
| RU2125282C1 (en) | Bicaliber meteorological rocket | |
| EA008152B1 (en) | Payload launching system | |
| Rau | Small Sounding Rockets under Development by the Indian Astronautical Society | |
| Jaafar et al. | Development of solid rocket propulsion system at UTM | |
| US3134194A (en) | Multi-stage toy missile | |
| Wyld | Fundamental Equations of Rocket Motion: Part I-Flight in Airless Space | |
| US4408536A (en) | Method of re-entry body separation and ejection | |
| RU2000105578A (en) | METHOD FOR LAUNCHING OBJECTS IN NEAR EARTH ORBIT | |
| RU2221979C2 (en) | Explosive tubular booster | |
| JPH0988721A (en) | Speed increasing technology of multistage rocket | |
| RU2239586C2 (en) | Spacecraft launching system | |
| CA2123346A1 (en) | Human-powered aircraft i | |
| RU2217691C1 (en) | Rocket on engine "рд2с" | |
| RU96100946A (en) | METEOROLOGICAL THREE-STAGE ROCKET | |
| GB2388578A (en) | Satellite launch vehicles and a method of launching satellites into orbit | |
| Zheng et al. | Investigation of the rocket sled test for a missile turbojet engine | |
| RU2252332C2 (en) | Engine unit for separation and removal of air space set from cryogenic stage of carrier | |
| JPS63207800A (en) | Rocket motor |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20070117 |