RU2134860C1

RU2134860C1 - Rocket

Info

Publication number: RU2134860C1
Application number: RU98106399A
Authority: RU
Inventors: М.И. Соколовский; Г.А. Зыков; Е.И. Иоффе; С.А. Бондаренко; В.А. Залазаев; В.А. Зорин; С.Н. Петухов; Н.Л. Поломских; А.П. Талалаев; Э.А. Энкин
Original assignee: Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра"
Priority date: 1998-04-07
Filing date: 1998-04-07
Publication date: 1999-08-20

Abstract

FIELD: rocketry, applicable for creation of rockets of various purpose. SUBSTANCE: the rocket has a solid- propellant engine with a nozzle, attached to which is a gas generator by means of calibrated components forming an ignition chamber between the nozzle, gas generator and cylindrical shell made on its body. A gas conduit connecting the ignition chamber and explosive initiator is made inside the gas generator. The gas generator combustion chamber is gas-linked with the ignition chamber and launching tube space. In the initial position, prior to launching, the rocket is retained by a locking device engageable with the gas generator. EFFECT: enhanced reliability of the rocket launching system. 1 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракет различного назначения, например боевых, осветительных, противоградовых, метеорологических и других, для которых предъявляются высокие требования к параметрам старта. The invention relates to rocket technology and can be used to create missiles for various purposes, for example, military, lighting, anti-hail, meteorological and others, for which high demands are placed on launch parameters.

Известна противоградовая ракета "Небо", (см. статью М.Т.Абшаева и др. "Новые противоградовые комплексы "Небо" и "Кристалл"). Запуск указанной ракеты происходит с помощью маршевого двигателя. Невысокая стартовая скорость ракеты при неблагоприятных погодных условиях в точке старта приводит к большому рассеиванию ракет. Known anti-hail rocket "Sky", (see the article by M.T.Abshaev et al. "New anti-hail complexes" Sky "and" Crystal "). The launch of this rocket occurs using a marching engine. Low launch speed of the rocket under adverse weather conditions starting point leads to a large dispersion of missiles.

Известна ракетная пусковая установка (см. патент США N 3712226, МКИ F 42 B 15/10, 15/16), принятая за прототип
Установка содержит установленный на пусковую трубу реактивный снаряд с маршевыми двигателями, газогенератор, обеспечивающий запуск снаряда с высокой начальной скоростью.Known rocket launcher (see US patent N 3712226, MKI F 42 B 15/10, 15/16), adopted as a prototype
The installation contains a rocket mounted on the launch tube with marching engines, a gas generator that enables the launch of the projectile at a high initial speed.

Недостатком прототипа является то, что длина пусковой трубы, от которой в большой степени зависит начальная скорость реактивного снаряда, влияет на геометрические параметры самого снаряда, что, в свою очередь, приводит к неоправданному увеличению его массы. Кроме того, для обеспечения запуска двигателей снаряда и газогенератора требуются несколько каналов инициирования, что снижает надежность системы в целом. The disadvantage of the prototype is that the length of the launch tube, on which the initial velocity of the projectile depends to a large extent, affects the geometric parameters of the projectile itself, which, in turn, leads to an unjustified increase in its mass. In addition, to ensure the launch of the projectile and gas generator engines, several initiation channels are required, which reduces the reliability of the system as a whole.

Целью настоящего изобретения является улучшение энергомассовых характеристик ракеты и повышение надежности ее запуска. The aim of the present invention is to improve the energy-mass characteristics of the rocket and increase the reliability of its launch.

Поставленная цель достигается тем, что в ракете, стартующей из пусковой трубы, заглушенной с донной части, и содержащей маршевый двигатель с соплом, газогенератор, механизмы фиксации в трубе, в ней газогенератор с помощью тарированных элементов закреплен на сопле с образованием запальной полости, ограниченной внутренней поверхностью сверхзвуковой части сопла, корпусом газогенератора и цилиндрической обечайкой, выполненной на нем, причем в корпусе выполнены отверстия, связывающие запальную полость с камерой сгорания газогенератора, а внутри него расположен газоход, соединяющий запальную полость с пироинициатором, при этом расходные отверстия газогенератора выполнены газосвязанными с полостью пусковой трубы, а на его наружной поверхности выполнены ответные элементы механизма фиксации. This goal is achieved by the fact that in a rocket starting from a launch tube, plugged from the bottom, and containing a marching engine with a nozzle, a gas generator, fixing mechanisms in the pipe, the gas generator is mounted on the nozzle using calibrated elements with the formation of an ignition cavity, limited by an internal the surface of the supersonic part of the nozzle, the body of the gas generator and a cylindrical shell made on it, moreover, holes are made in the body that connect the ignition cavity to the combustion chamber of the gas generator, and inside it there is a gas duct connecting the ignition cavity with the pyroinitiator, while the gas generator discharge holes are made gas-connected with the launch tube cavity, and the response elements of the fixing mechanism are made on its outer surface.

На фиг. 1 изображена заявляемая ракета, установленная в пусковую трубу. In FIG. 1 shows the inventive rocket mounted in the launch tube.

Ракета содержит маршевый двигатель твердого топлива 1, сопло 2, складывающиеся стабилизаторы 5, газогенератор, содержащий камеру сгорания 4, с размещенной там топливной массой, корпус 3 с обечайкой 6. Газогенератор закреплен на сопле с помощью тарированных элементов 16. Между соплом двигателя, обечайкой и корпусом расположена запальная полость 7, связанная с помощью отверстий 8 с камерой сгорания газогенератора. Внутри последнего расположен газоход 9, газосвязанный с пироинициатором 10. На корпусе газогенератора расположены расходные отверстия 11, связывающие камеру сгорания с полостью 13 пусковой трубы 12. На пусковой трубе расположены механизмы фиксации 14, взаимодействующие с ответными элементами 15, расположенными на газогенераторе. The rocket contains the main engine of solid fuel 1, the nozzle 2, folding stabilizers 5, a gas generator containing a combustion chamber 4, with the fuel mass placed there, a housing 3 with a shell 6. The gas generator is mounted on the nozzle using calibrated elements 16. Between the engine nozzle, the shell and the housing is the ignition cavity 7, connected through holes 8 with the combustion chamber of the gas generator. Inside the latter there is a gas duct 9, gas-connected with the pyroinitiator 10. Consumption openings 11 are located on the body of the gas generator, connecting the combustion chamber to the cavity 13 of the launch tube 12. On the launch tube are locking mechanisms 14 that interact with mating elements 15 located on the gas generator.

Ракета функционирует следующим образом. The rocket operates as follows.

Перед стартом ракета устанавливается в пусковую трубу 12 и с помощью механизмов 14 и ответных элементов 15 стопорится относительно последней. Before launch, the rocket is installed in the launch tube 12 and, with the help of mechanisms 14 and mating elements 15, is locked relative to the latter.

После подачи команды на запуск ракеты срабатывает пироинициатор 10, продукты сгорания которого по газоходу 9 попадают в запальную полость 7 и через сопло 2 и отверстия 8 воспламеняют заряд маршевого двигателя ракеты и топливную массу газогенератора. Продукты сгорания двигателя и газогенератора заполняют запальную полость и полость 13 пусковой трубы и при расчетном силовом воздействии на ракету происходит расстыковка тарированных элементов 16, в качестве которых могут быть использованы штифты, винты с расчетным сечением, пружинные фиксаторы, цанги и т.д. Ракета под действием давления газов в пусковой трубе выстреливается из нее. Дальнейший полет происходит за счет тяги маршевого двигателя. After giving the command to launch the rocket, the pyroinitiator 10 is triggered, the combustion products of which through the gas duct 9 fall into the ignition cavity 7 and ignite the charge of the rocket propulsion engine and the fuel mass of the gas generator through the nozzle 2 and the openings 8. The combustion products of the engine and gas generator fill the ignition cavity and the cavity 13 of the launch tube, and when the force is calculated on the rocket, uncoupling of calibrated elements 16 takes place, which can be used pins, screws with a calculated cross-section, spring clips, collets, etc. A rocket under the influence of gas pressure in the launch tube is fired from it. Further flight is due to the thrust of the marching engine.

Таким образом, использование данного технического решения позволяет осуществить надежный запуск маршевого двигателя и газогенератора по одному каналу задействования, а также улучшить энергомассовые характеристики ракеты за счет более рационального использования параметров самой ракеты и пусковой трубы. Thus, the use of this technical solution allows for reliable start of the main engine and gas generator through one activation channel, as well as to improve the energy and mass characteristics of the rocket due to a more rational use of the parameters of the rocket itself and the launch tube.

Claims

A rocket starting from a launch tube plugged from the bottom, containing a marching engine with a nozzle, a gas generator, initiating means, fixing mechanisms in the pipe, characterized in that the gas generator is fixed to the nozzle by means of calibrated elements, the initiating means is a pyroinitiator, on the outer surface of the gas generator reciprocal fixing elements are made, there is an ignition cavity bounded by the inner surface of the supersonic part of the nozzle, the body of the gas generator and the cylindrical shell a sleeve made on a housing having openings communicating with the ignition cavity with the pyroinitiator, and the combustion chamber of the gas generator is in communication with the cavity of the launch tube by means of flow openings.