RU2133445C1

RU2133445C1 - Jet projectile with separated engine

Info

Publication number: RU2133445C1
Application number: RU98106311A
Authority: RU
Inventors: А.Г. Шипунов; В.М. Кузнецов; А.П. Энтин; А.В. Феруленков; А.С. Капустин; В.В. Махонин
Original assignee: Конструкторское бюро приборостроения
Priority date: 1998-03-25
Filing date: 1998-03-25
Publication date: 1999-07-20

Abstract

FIELD: rocket armament. SUBSTANCE: jet projectile has a sustainer stage and a large-caliber engine joined to it by means of the joining-separation device. The joining device is made as a flange-diaphragm with an external ring bulge and conical- necked nut-fairing. The end of the stern of the sustainer stage is made as a bush with a similar reverse counter-part ring bulge. The ring bulges of the flange- diaphragm and sustainer stage are joined to each other by means of ring sector cams with a trapeziform external groove resting on the tapered peripheral surface of the disk secured on the front end of the pusher of the separation mechanism. The disk is made with T-shaped grooves parallel to its peripheral surface, the grooves accommodate T-shapes lugs of the sector cams. The separation mechanism is a pusher, whose rear end in the form of a hollow piston with obturating grooves and bottom with orifices, is installed in the tensioner body. The piston interior accommodates a bush with an electric fuse and restrictor, and a ball locking device is positioned between the tensioner body and pusher piston. EFFECT: reliable joining of different-caliber stages of projectile in flight, and their reliable disconnection at a preset moment of time at minimum action of disturbances on the sustainer stage at engine separation. 5 dwg

Description

Предлагаемое изобретение относится к ракетной технике. The present invention relates to rocket technology.

Известна конструкция устройства для разделения аэрокосмического аппарата [1] с помощью детонирующего удлиненного заряда (ДУЗ), имеющего взрывчатое наполнение, заключенное в металлическую оболочку. Поперечное сечение ДУЗ выполнено в форме шеврона с углом между стенками облицовки оболочки. Срабатывание ДУЗ приводит к образованию кумулятивной струи частиц облицовки, которая разделяет по месту разделения корпус аэрокосмического аппарата. A known design of a device for separating an aerospace vehicle [1] using a detonating elongated charge (DPS) having explosive filling, enclosed in a metal shell. The cross section of the DPS is made in the form of a chevron with an angle between the walls of the cladding. The triggering of the DLD leads to the formation of a cumulative jet of particles of the lining, which separates the body of the aerospace vehicle at the place of separation.

Данная конструкция устройства разделения надежна и приемлема для разделения космических аппаратов, имеющих большие габариты и массу, и поэтому подрыв ДУЗа не дает существенных возмущений корпуса при разделении, и не приемлема для применения на зенитных управляемых ракетах малых калибров, имеющих большую полетную скорость, где большие возмущения при разделении (подрыве ДУЗ) приведут к выходу из строя оптико-электронных элементов в корме маршевой ступени ракеты, а также могут выбросить маршевую ступень из луча системы управления, что приведет к потере ракеты. This design of the separation device is reliable and acceptable for the separation of spacecraft having large dimensions and mass, and therefore, the detonation of the remote sensing system does not give significant perturbations to the hull during separation, and is not acceptable for use on small-caliber anti-aircraft guided missiles having a high flight speed, where large disturbances during separation (undermining of remote sensing) will lead to failure of the optoelectronic elements in the stern of the main stage of the rocket, and can also throw the main stage out of the beam of the control system, which leads to missile loss.

Известна конструкция реактивного снаряда с отделяемым двигателем [2], состоящим из устройства для стыковки разнокалиберных ступеней снаряда, содержащим переходный конический обтекатель с центральной трубой, охватывающей маршевую ступень снаряда и позволяющей двигателю скользить параллельно оси в направлении, противоположном маршевой ступени, и механизм разделения в виде щелевого канального устройства на конусной части обтекателя, сообщающегося с одной стороны с полостью маршевой ступени, а с другой с аэродинамическим потоком движущего снаряда. A known design of a missile with a detachable engine [2], consisting of a device for docking different stages of the projectile containing a transition conical fairing with a central tube covering the marching stage of the projectile and allowing the engine to slide parallel to the axis in the direction opposite to the marching stage, and the separation mechanism in the form slot channel device on the conical part of the fairing, communicating on the one hand with the cavity of the march stage, and on the other with the aerodynamic flow his shell.

Данная конструкция разделительного устройства применима в неуправляемых реактивных снарядах, реактивной системы залпового огня (РСЗО), поскольку возникающие возмущения при разделении практически не влияют на точность попадания в цель, т.к. НУРСами работают по площадям, и неприемлема к зенитным управляемым реактивным снарядам (ракетам), поскольку полученные возмущения при отделении маршевой ступени от двигателя приведут к резкому изменению угла атаки, что приведет к поломке стабилизаторов и разрушению маршевой ступени, а также к выходу маршевой ступени из луча системы управления, что приведет к потере снаряда. This design of the separation device is applicable in unguided rockets, multiple launch rocket systems (multiple launch rocket systems), since the resulting disturbances during separation practically do not affect the accuracy of hitting the target, because NURSs operate on areas, and are unacceptable to anti-aircraft guided missiles (missiles), since the resulting disturbances when separating the sustainer stage from the engine will lead to a sharp change in the angle of attack, which will lead to breakdown of stabilizers and destruction of the sustainer stage, as well as to the exit of the sustainer stage from the beam control system, which will lead to the loss of a projectile.

Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанных выше недостатков, а именно обеспечение прочного соединения разнокалиберных ступеней реактивного снаряда во время полета и надежного их разделения в заданный момент времени с обеспечением минимальных возмущений, действующих на маршевую ступень при отделении двигателя. The objective of the invention is to eliminate the above disadvantages, namely, providing a solid connection of different stages of a rocket during a flight and reliable separation at a given point in time with minimal disturbances acting on the march stage during engine separation.

Указанная цель достигается тем, что в реактивном снаряде (ракете) с отделяемым двигателем, содержащим маршевую ступень, пристыкованный к ней двигатель большего калибра, устройство стыковки и механизм разделения ступеней, стыковка маршевой ступени к двигателю осуществляется через фланец-диафгарму с наружным кольцевым выступом, посредством конической гайки-обтекателя, при этом торец кормы маршевой ступени выполнен в виде втулки с внутренним кольцевым коническим выступом и пристыкован к фланцу-диафрагме, с аналогичным зеркальным кольцевым коническим выступом - составляющим в плане трапецию, посредством кольцевых секторных кулачков, с наружной трапециевидной канавкой, охватывающей конические выступы торца кормы маршевой ступени и фланца-диафрагмы, опирающихся на коническую боковую поверхность диска, в Т-образных пазах которого размещены Т-образные приливы секторных кулачков, при этом Т-образные пазы расположены параллельно конической боковой поверхности диска, закрепленного на переднем конце толкателя, при этом задний конец толкателя выполнен в виде полого поршня с обтюрирующими проточками и дном с дроссельными отверстиями и установлен в корпусе натяжителя, при этом во внутренней полости поршня установлена втулка с электровоспламенителем и ограничитель, а между корпусом натяжителя и поршнем толкателя размещено запирающее шариковое устройство. This goal is achieved by the fact that in a rocket projectile (rocket) with a detachable engine containing a marching stage, a larger caliber engine docked to it, a docking device and a stage separation mechanism, the marching stage is docked to the engine through a diaphragm flange with an external annular protrusion, by conical fairing nut, while the end of the stern of the marching stage is made in the form of a sleeve with an internal annular conical protrusion and is docked to the diaphragm flange, with a similar mirror ring a conical protrusion - constituting a trapezoid in plan, by means of annular sectorial cams, with an external trapezoidal groove covering the conical protrusions of the end of the stern of the marching step and the diaphragm flange resting on the conical lateral surface of the disk, in the T-shaped grooves of which T-shaped tides of sector cams, while the T-grooves are parallel to the conical lateral surface of the disk mounted on the front end of the pusher, while the rear end of the pusher is made in the form of a hollow piston with obturating grooves and a bottom with throttle openings and is installed in the tensioner housing, while in the inner cavity of the piston there is a sleeve with an electric igniter and a limiter, and a locking ball device is placed between the tensioner housing and the pusher piston.

Сущность предлагаемого изобретения заключается в том, что данная конструкция узла разделения ступеней обеспечивает надежное, прочное соединение разнокалиберных ступеней реактивного снаряда (ракеты), а также их надежное разделение в заданный момент времени с минимальными возмущениями, действующими на маршевую ступень реактивного снаряда при отделении двигателя. The essence of the invention lies in the fact that this design of the stage separation unit provides a reliable, durable connection of different stages of a rocket (rocket), as well as their reliable separation at a given point in time with minimal disturbances acting on the march stage of a rocket during engine separation.

Существо изобретения поясняется чертежами:
на фиг. 1 - изображен реактивный снаряд;
на фиг. 2 - вид А фиг. 1 - конструкция устройства стыковки разнокалиберных ступеней снаряда, где 1 - отделяемый двигатель; 2 - маршевая ступень реактивного снаряда; 3 - фланец-диафрагма (фиг. 3); 4 - коническая гайка-обтекатель; 5 - секторный кольцевой кулачок (фиг. 4) с Т-образными приливами; 6 - диск с конической боковой поверхностью и Т-образными пазами (фиг. 5); 7 - толкатель с обтюрирующими проточками и дном с дроссельными отверстиями; 8 - натяжитель; 9 - втулка; 10 - электровоспламенитель; 11 - ограничитель; 12 - шариковое запорное устройство; 13 - гайка крепления толкателя; 14 - Т-образный прилив секторных кулачков; 15 - торец кормы маршевой ступени; 16 - дроссельные отверстия дна толкателя; 17 - полость между втулкой и торцем толкателя.The invention is illustrated by drawings:
in FIG. 1 - shows a missile;
in FIG. 2 is a view A of FIG. 1 - design of the device for docking the various stages of the projectile, where 1 is a detachable engine; 2 - marching stage of a rocket; 3 - aperture flange (Fig. 3); 4 - conical fairing nut; 5 - sector annular cam (Fig. 4) with T-shaped tides; 6 - a disk with a conical lateral surface and T-shaped grooves (Fig. 5); 7 - a pusher with obturating grooves and a bottom with throttle holes; 8 - a tensioner; 9 - sleeve; 10 - electric igniter; 11 - limiter; 12 - ball locking device; 13 - a nut of fastening of a pusher; 14 - T-shaped tide of sector cams; 15 - end of the stern of the march stage; 16 - throttle holes of the bottom of the pusher; 17 - the cavity between the sleeve and the end of the pusher.

Устройство и работа механизма разделения заключается в следующем: в реактивном снаряде маршевая ступень 2 объединена с отделяемым двигателем 1 через фланец-диафрагму 3, с одной стороны закрепленный на двигателе 1 конической гайкой-обтекателем 4, а с другой стороной пристыкованной к торцу кормы 15 маршевой ступени 2. Прочность стыка фланца-диафрагмы 3 с кормой маршевой ступени 2 обеспечивается за счет обжима их конических выступов конической проточкой кольцевых секторных кулачков 5 с Т-образными приливами, которые распираются конической боковой поверхностью диска 6 с Т-образными пазами, подаваемого при сборке стыка вперед по оси снаряда толкателем 7, закрепленным гайкой 13 за счет приложения крутящего момента к натяжителю 8, передающему осевое усилие толкателю 7 через шариковое запорное устройство 12, в котором шарики установлены в отверстиях толкателя 7 в проточку натяжителя 8 и поджаты втулкой 9 с электровоспламенителем 10. The design and operation of the separation mechanism is as follows: in a rocket, the mid-flight stage 2 is combined with the detachable engine 1 through the diaphragm 3, mounted on the engine 1 with a conical fairing nut 4, and with the other side of the mid-flight docked to the rear of the stern 15 2. The strength of the junction of the flange-diaphragm 3 with the stern of the march stage 2 is ensured by crimping their conical protrusions with a conical groove of annular sector jaws 5 with T-shaped tides that burst with a conical side the surface of the disk 6 with T-grooves supplied during assembly of the joint along the axis of the projectile by the pusher 7, fixed by a nut 13 due to the application of torque to the tensioner 8, transmitting axial force to the pusher 7 through the ball locking device 12, in which the balls are installed in the holes the pusher 7 into the groove of the tensioner 8 and preloaded sleeve 9 with an electric igniter 10.

При полете реактивного снаряда в момент окончания работы двигателя 1 с бортовой аппаратуры снаряда (например, от инерционного замыкателя) подается напряжение на электровоспламенитель 10, срабатывание которого создает давление продуктов сгорания в полости 17 между втулкой 9 и торцем толкателя 7 с дроссельными отверстиями 16, при этом втулка 9 перемещается до упора в ограничитель 11, освобождая запорное шариковое устройство 12, пороховые газы электровоспламенителя 10 через дроссельные отверстия 16 толкателя 7 проходят к торцевому соединению толкателя 7 и натяжителя 8, при этом толкатель 7 перемещается в сторону отделяемого двигателя 1 и диск 6 с конической боковой поверхностью убирается во внутреннюю полость фланца-диафрагмы 3, при этом кольцевые секторные кулачки 5 перемещаются в сторону оси снаряда за счет скольжения Т-образного прилива в эквидистантных пазах диска 6 и вместе с диском 6 убираются во внутреннюю полость фланца-диафрагмы 3. When a missile is flying at the moment of termination of engine 1 operation from the on-board apparatus of the projectile (for example, from an inertial contactor), voltage is supplied to the electric igniter 10, the operation of which creates the pressure of the combustion products in the cavity 17 between the sleeve 9 and the end of the pusher 7 with throttle holes 16, the sleeve 9 moves all the way to the stop 11, releasing the locking ball device 12, the powder gases of the electric igniter 10 through the throttle holes 16 of the pusher 7 pass to the end connection holder 7 and tensioner 8, while the pusher 7 moves towards the detachable engine 1 and the disk 6 with a conical lateral surface is removed into the inner cavity of the diaphragm flange 3, while the annular sector cams 5 are moved towards the axis of the projectile due to the sliding of the T-shaped tide in the equidistant grooves of the disk 6 and together with the disk 6 are removed into the inner cavity of the flange-diaphragm 3.

При этом отделяемый двигатель 1 своим плоским торцем совершает поперечное и продольное движения без возможности соударения с плоским торцем кормы маршевой ступени 2, что обеспечивает разделение ступеней снаряда набегающим потоком без возмущений на маршевую ступень 2. In this case, the detachable engine 1 with its flat end makes transverse and longitudinal movements without the possibility of a collision with the flat end of the stern of the marching stage 2, which ensures the separation of the stages of the projectile by the incoming flow without disturbances to the marching stage 2.

Механизм разделения ступеней реактивного снаряда (ракеты) предназначен для сброса двигателя после окончания работы на начальном участке полета. The mechanism for separating the stages of a rocket (rocket) is designed to reset the engine after completion of work in the initial section of the flight.

Источники информации
1. Патент США N 4649824, публ. 17.03.87 г., МКИ⁵ F 42 B 15/00, том. N 1076, N 3 - аналог.Sources of information
1. US patent N 4649824, publ. 03/17/87, MKI ⁵ F 42 B 15/00, vol. N 1076, N 3 - analogue.

2. Заявка Франции N 2629583, публ. 06.10.89 г., МКИ⁵ F 42 B 15/00 - прототип.2. Application of France N 2629583, publ. 10/06/89, MKI ⁵ F 42 B 15/00 - prototype.

Claims

A detachable projectile with a detachable engine, containing a marching stage, a larger-caliber engine docked to it, a docking device and a stage separation mechanism, characterized in that the docking device is made in the form of a flange — a diaphragm with an external annular protrusion and a conical nut-fairing, the end of the stern of the marching stage made in the form of a sleeve with a similar mirror annular protrusion, the annular protrusions of the diaphragm flange and the marching stage are joined to each other by means of annular sector cams with a ladder an outer groove resting on a conical lateral surface of the disk mounted on the front end of the plunger of the separation mechanism, the disk is made with T-shaped grooves parallel to its side surface, in which T-shaped tides of sector cams are placed, the separation mechanism is made in the form of a pusher, rear end which in the form of a hollow piston with obturating grooves and a bottom with throttle openings is installed in the tensioner housing, while a sleeve with electric ignition is installed in the internal cavity of the piston Nitel and limiter, and between the housing and the piston of the tensioner taken pusher ball-locking device.