RU2202761C1

RU2202761C1 - Rocket

Info

Publication number: RU2202761C1
Application number: RU2002102127/02A
Authority: RU
Inventors: А.Г. Шипунов; В.И. Бабичев; В.В. Филиппов; Е.К. Колоницкий; А.М. Павлов
Original assignee: Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения"
Priority date: 2002-01-23
Filing date: 2002-01-23
Publication date: 2003-04-20

Abstract

FIELD: rocket engineering. SUBSTANCE: rocket includes main stage, separable boost motor and adapter that joins them. Stern part of main stage comes in the form of double coaxial body closed on one side. Directing branch pipe and transition frame pressed against face of internal body by split nut and against face of motor by coupling nut are mounted for movement on internal body, on side of bottom part. Directing branch pipe and coupling nut are joined by U-shaped locks and are moved apart by spacer nut, split nut embraces telescopic piston and is integrated with it with the help of radial ring key. Front cover of motor has shape of sleeve which space communicates with combustion chamber of motor through hole and is insulated by rear bottom of telescopic piston which front bottom insulates space of internal body with pyrotechnic composition. Both bottoms of piston are united telescopically by means of external shells and central pipe union with formation of ring chamber connected to combustion chamber of motor through throttling hole and fixed against relative motion by stop. Central pipe union is fitted with ray igniter insulated from ring chamber by obturator on one side and open to precombustion chamber of igniter of pyrotechnic composition on other side. EFFECT: reliable separation of stages of rocket while their cross-section differ insignificantly and only after termination of operation of boost motor which prevents its action on main stage of rocket. 1 cl, 5 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в 2-ступенчатых малогабаритных ракетах с отделяемым стартовым двигателем (СД). The invention relates to the field of rocket technology and can be used in 2-stage small-sized missiles with a detachable starting engine (DM).

Известна конструкция реактивного снаряда с отделяемым двигателем [1], состоящего из устройства для стыковки разнокалиберных ступеней снаряда, содержащего переходной конический обтекатель с центральной трубой, охватывающей маршевую ступень снаряда и позволяющей двигателю скользить параллельно оси в направлении, противоположном маршевой ступени, и механизма разделения в виде щелевого канального устройства на конусной части обтекателя, сообщающегося с одной стороны с полостью маршевой ступени (МС), а с другой - с аэродинамическим потоком движущегося снаряда. A known design of a missile with a detachable engine [1], consisting of a device for docking different stages of a projectile containing a transitional 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 mid-flight step (MC), and on the other with the aerodynamic flow m of a moving projectile.

Данная конструкция разделительного устройства применима в неуправляемых реактивных системах залпового огня и неприемлема для управляемых ракет, работающих по точечным целям, так как при разделении маршевая ступень получает значительные возмущения, которые приведут к значительным отклонениям ее от цели. This design of the separation device is applicable in uncontrolled multiple launch rocket systems and is unacceptable for guided missiles operating on point targets, since during separation the marching stage receives significant disturbances that will lead to its significant deviations from the target.

Известна конструкция реактивного снаряда [2], выбранного нами за прототип, содержащего маршевую ступень с пристыкованным двигателем, устройство стыковки в виде конического обтекателя с центральной трубой и механизм разделения. Обтекатель выполнен тонкостенным, внутренний диаметр центральной трубы равен наружному диаметру маршевой ступени. Обтекатель соединен с двигателем переходным резьбовым кольцом и установлен на маршевой ступени до упора в буртик кольцевых сегментов кольцевой проточки, выполненной в маршевой ступени, и поджат разрезной гайкой. Между трубой обтекателя и разрезной гайкой установлен механизм разделения в виде кольцевого шпангоута-диафрагмы с радиальными ребрами, с наружной стороны которого установлено пружинное разрезное кольцо с трапециевидной проточкой на внешней стороне, взаимодействующей с ответными концевыми поверхностями обтекателя, и переходного резьбового кольца двигателя, а внутри него - резьбовая распорная втулка со скосом по торцу. В ребрах диафрагмы размещены цилиндрические со скосом пальцы, установленные с упором одним концом во внутреннюю поверхность разрезного пружинного кольца, а другим взаимодействующие со скосом резьбовой распорной втулки, установленной на ответной пружинной разрезной гайке с буртом, свободно насаженной на кормовую часть маршевой ступени с упором своим торцом в передний торец трубы обтекателя, а буртом гайки - в шпантоут-диафрагму. Внутри обтекателя установлен поршневой исполнительный механизм с электровоспламенителем замедленного действия. Разрезная гайка, установленная на корме маршевой ступени, выполнена с наружной кольцевой проточкой и охвачена хомутом с Г-образными приливами по месту разъема. Тяга, связанная с поршнем исполнительного механизма, выполнена в виде замка, охватывающего приливы хомута, и закреплена срезным штифтом, а обтекатель с внутренней стороны соединен с радиальными ребрами механизма разделения пружинными натяжителями в защитных оболочках. A known design of a missile [2], we have chosen for the prototype, containing the marching stage with a docked engine, a docking device in the form of a conical fairing with a central pipe and a separation mechanism. The fairing is made thin-walled, the inner diameter of the central pipe is equal to the outer diameter of the marching stage. The fairing is connected to the engine by a threaded transition ring and is installed on the marching stage until it stops in the flange of the ring segments of the annular groove made in the marching stage and is tightened by a split nut. A separation mechanism is installed between the cowl pipe and the split nut in the form of an annular diaphragm frame with radial ribs, on the outside of which there is a spring split ring with a trapezoidal groove on the outside that interacts with the counter end surfaces of the cowl and the adapter threaded motor ring, and inside it - threaded spacer sleeve with bevel on the end. In the ribs of the diaphragm there are cylindrical fingers with a bevel, mounted with a stop at one end into the inner surface of the split spring ring, and with the other interacting with the bevel of a threaded spacer sleeve mounted on a reciprocal spring split nut with a collar, freely mounted on the aft part of the march stage with emphasis on its end into the front end of the fairing pipe, and the collar of the nut into the dowel-diaphragm. A piston actuator with a delayed-action electric igniter is installed inside the fairing. The split nut installed at the stern of the marching stage is made with an external annular groove and is covered by a clamp with L-shaped tides in place of the connector. The thrust associated with the piston of the actuator is made in the form of a lock covering the tides of the clamp and secured with a shear pin, and the fairing is connected to the radial ribs of the separation mechanism by spring tensioners in the protective shells.

Недостатками такого устройства являются, во-первых, сложность конструкции, во-вторых, устройство разделения не сблокировано по времени работы с отделяемым СД и требует дополнительно применения следящих устройств, определяющих момент окончания работы СД. Такое согласование крайне важно, так как: 1) при отделении СД до окончания его работы он будет продолжать воздействовать на МС при разрушенных связях. Такие неорганизованные воздействия могут привести к забросам МС на нерасчетные углы атаки, в связи с этим появлению нерасчетных нагрузок на несущих поверхностях и, следовательно, разрушению конструкции ракеты; 2) при задержке отделения СД после окончания его работы будет происходить аэродинамическое торможение МС надкалиберным СД, поперечное сечение которого больше поперечного сечения подкалиберной МС, и потеря набранной скорости. Время срабатывания механизма разделения, назначаемое по версии, изложенной в описании [2]: "...Одновременно с запуском ракетного двигателя воспламеняется электровоспламенитель замедленного действия исполнительного механизма и через определенное время выдает импульс на поршень, толкая его по направлению полета ракеты. Тяга, связанная с поршнем посредством толкателя, срезая штифт, освобождает хомут, при этом разрезная гайка расщелкивается, освобождая маршевую ступень ракеты...", наделяет устройство существенным недостатком: в случае не запуска двигателя все равно воспламеняется электровоспламенитель замедленного действия и через определенное время он выдаст импульс на исполнительный механизм, освобождая маршевую ступень ракеты, в результате создается аварийная ситуация на пусковой. The disadvantages of such a device are, firstly, the design complexity, and secondly, the separation device is not blocked by the time of work with a detachable LED and additionally requires the use of tracking devices that determine when the LED ends. Such coordination is extremely important, since: 1) during the separation of diabetes until the end of its work, it will continue to affect the MS with broken connections. Such unorganized impacts can lead to missile launching at off-design angles of attack, in connection with this the appearance of off-design loads on bearing surfaces and, consequently, destruction of the rocket structure; 2) when the separation of the SD is delayed after the end of its operation, aerodynamic braking of the MS by an over-caliber SD will occur, the cross-section of which is greater than the cross-section of the sub-caliber MS, and the loss of speed gained. The response time of the separation mechanism, assigned according to the version described in the description [2]: "... Simultaneously with the launch of the rocket engine, the delayed-action electric igniter is ignited and after a certain time gives an impulse to the piston, pushing it in the direction of flight of the rocket. with a piston by means of a pusher, cutting the pin, releases the clamp, while the split nut is split, releasing the marching stage of the rocket ... ", gives the device a significant drawback: if not OSCAL engine still electric igniter is ignited and sustained action after a certain time it will give momentum to the actuator releasing a cruise stage of the rocket, a result is generated on emergency starting.

Кроме того, устройство предполагает самопроизвольное отделение СД за счет аэродинамических сил торможения, которые на СД должны быть значительно больше, чем на МС, что, в первую очередь, обеспечивается значительно большим диаметром поперечного сечения СД. Из тактических соображений при построении ракеты выполнить это требование не всегда представляется возможным, в таком случае необходимо применить принудительное разведение ступеней, которого устройство [2] не обеспечивает. In addition, the device involves the spontaneous separation of the SD due to aerodynamic braking forces, which on the SD should be much larger than on the MS, which, in the first place, is provided by a significantly larger diameter of the SD cross section. For tactical reasons, when constructing a rocket, it is not always possible to fulfill this requirement; in this case, it is necessary to apply forced breeding of steps, which the device [2] does not provide.

Задачей предложенного технического решения является: 1) обеспечить надежное разделение ступеней при незначительной разнице их поперечных сечений, то есть когда выступающая надкалиберная часть отделяемого СД не обеспечивает эффективного торможения ее относительно МС и надежного отделения только за счет аэродинамических сил, 2) сблокировать работу устройства разделения ступеней с работой СД таким образом, чтобы обеспечить разделение ступеней только после окончания работы СД и в оптимальный момент времени действия импульса последействия тяги двигателя, исключающий воздействие ("догон") отделяемого СД на МС. The objective of the proposed technical solution is: 1) to ensure reliable separation of the steps with a slight difference in their cross-sections, that is, when the protruding supercaliber part of the detachable LED does not provide effective braking of it relative to the MS and reliable separation only due to aerodynamic forces, 2) to block the operation of the device for separating steps with the operation of the LED in such a way as to ensure the separation of the stages only after the end of the operation of the LED and at the optimal moment of the pulse of aftereffects thrust of the engine, excluding the impact ("catch-up") of the detachable LED on the MS.

Для решения поставленной задачи в известной ракете, содержащей маршевую ступень, отделяемый стартовый двигатель и переходное устройство объединяющее их, кормовая часть маршевой ступени выполнена в виде двойного коаксиального корпуса, замкнутого с одной стороны. При этом на внутреннем корпусе, со стороны донной части, подвижно установлены направляющий патрубок и переходный шпангоут, поджатый к торцу внутреннего корпуса разрезной гайкой, а к торцу двигателя - накидной гайкой. Причем направляющий патрубок и накидная гайка объединены П-образными зацепами и расперты распорной гайкой, а разрезная гайка установлена с охватом телескопического поршня и объединена с ним радиальной кольцевой шпонкой. При этом передняя крышка двигателя выполнена в виде стакана, полость которого объединена с камерой сгорания двигателя отверстием и изолирована задним дном телескопического поршня, переднее дно которого изолирует полость внутреннего корпуса с пиросоставом, оба дна поршня телескопически объединены внешними обечайками и центральным штуцером с образованием кольцевой камеры, соединенной с камерой сгорания двигателя дроссельным отверстием и зафиксированы от взаимного перемещения стопором. При этом центральный штуцер снабжен лучевым воспламенителем, изолированным от кольцевой камеры обтюратором с одной стороны и отрытым в форкамеру воспламенителя пиросостава - с другой. To solve the problem in a known rocket containing a marching stage, a detachable starting engine and a transition device uniting them, the aft part of the marching stage is made in the form of a double coaxial housing closed on one side. At the same time, on the inner case, from the bottom side, a guide pipe and a transition frame are movably mounted, pressed against the end of the inner case by a split nut, and to the end of the engine - by a union nut. Moreover, the guide pipe and the union nut are combined with U-shaped hooks and opened by a spacer nut, and the split nut is installed with the telescopic piston span and combined with it by a radial ring key. In this case, the front engine cover is made in the form of a cup, the cavity of which is connected with the engine’s combustion chamber by a hole and is isolated by the rear bottom of the telescopic piston, the front bottom of which isolates the cavity of the inner casing with pyro-composition, both piston bottoms are telescopically connected by external shells and a central fitting to form an annular chamber connected to the combustion chamber of the engine by a throttle aperture and fixed from mutual movement by a stopper. At the same time, the central fitting is equipped with a beam igniter, an obturator isolated from the annular chamber on one side and a pyrocomposition igniter open on the other.

Кроме того, устройство может иметь вариант конструкции, когда кольцевая камера телескопического поршня и камера сгорания двигателя разделены дроссельным устройством, дроссельное отверстие которого перекрыто шариковым клапаном, поджатым пружиной, в направлении от кольцевой камеры к камере сгорания двигателя. In addition, the device may have a design variant when the annular chamber of the telescopic piston and the combustion chamber of the engine are separated by a throttle device, the throttle opening of which is blocked by a ball valve, preloaded by a spring, in the direction from the annular chamber to the combustion chamber of the engine.

Сущность изобретения заключается в том, что в предложенной конструкции 2-ступенчатой ракеты, содержащей МС, отделяемый СД и устройство, объединяющее их, работа привода разделения ступеней сблокирована с работой двигателя по давлению в камере сгорания двигателя и может произойти только после окончания его работы при спаде давления в камере до уровня, близкого или равного атмосферному, и выполняется принудительно с разгоном СД, относительно МС, по направляющей, до скорости, необходимой для вывода его за пределы аэродинамической "тени" МС, что достигается подбором параметров регулирования: диаметра дроссельного отверстия, объема кольцевой камеры и площади телескопического поршня, прочности разрушаемого элемента. Исходными параметрами для расчета являются время работы СД, давление в КС по времени работы, максимальная скорость, до которой разгоняется ракета. Однако номинальные исходные данные имеют разброс от условий эксплуатации, главным образом, от температуры окружающего воздуха (от -50^o до +50^oС), влияние этого разброса нейтрализуется назначением минимальной скорости отвода СД, импульс силы от которой (произведение скорости на массу СД) должен быть не меньше максимальной остаточной величины импульса последействия тяги двигателя на момент разделения, в отличие от известных аналогичных решений. При этом направляющая распадается на части, обеспечивая разведение без возмущения движения МС.The essence of the invention lies in the fact that in the proposed design of a 2-stage rocket containing MS, a detachable LED and a device combining them, the operation of the stage separation drive is interlocked with the engine's pressure operation in the combustion chamber of the engine and can only happen after it has ended during recession pressure in the chamber to a level close to or equal to atmospheric, and is performed forcibly with acceleration of the DM, relative to the MS, along the guide, to the speed necessary to bring it beyond the aerodynamic "shadow" of the MS, h achieved by selection of the control parameters: the diameter of the orifice hole, the volume of the annular chamber and the area of the telescopic piston, strength erodible element. The initial parameters for the calculation are the operating time of the LED, the pressure in the compressor according to the operating time, and the maximum speed to which the rocket accelerates. However, the nominal source data have a spread from operating conditions, mainly from the ambient temperature (from -50 ^o to +50 ^o C), the influence of this spread is neutralized by the designation of the minimum discharge speed of the LED, the momentum of which (the product of the velocity and the mass of the LED) should not be less than the maximum residual impulse of the aftereffect of engine thrust at the time of separation, in contrast to the known similar solutions. In this case, the guide splits into parts, providing dilution without disturbing the movement of the MS.

Предлагаемое изобретение поясняется графическими материалами, где на фиг.1 изображена ракета, содержащая маршевую ступень 1, отделяемый стартовый двигатель 2 и переходное устройство 3. На фиг.2 показан вид А на фиг.1, где подробно изображено переходное устройство, объединяющее СД с маршевой ступенью. На фиг.3 показан вид Б на фиг.2. На фиг.4 показано состояние телескопического поршня после окончания работы СД. На фиг.5 показано состояние ракеты и фрагментов переходного устройства после разделения ступеней. The invention is illustrated in graphic materials, in which Fig. 1 shows a rocket containing a marching stage 1, a detachable starting engine 2, and a transition device 3. Fig. 2 shows a view A in Fig. 1, which shows in detail a transition device combining an LED with a march step. Figure 3 shows a view of B in figure 2. Figure 4 shows the state of the telescopic piston after the end of operation of the LED. Figure 5 shows the state of the rocket and fragments of the transition device after the separation of the stages.

На фиг. 2 показано переходное устройство, где кормовая часть маршевой ступени выполнена в виде двойного коаксиального корпуса 9, замкнутого с одной стороны. При этом на внутреннем корпусе 4, со стороны донной части, подвижно установлены направляющий патрубок 5 и переходный шпангоут 6, поджатый к торцу СД накидной гайкой 7, а к торцу внутреннего корпуса - разрезной гайкой 8. Причем направляющий патрубок 5 и накидная гайка 7 объединены П-образными зацепами 10 и расперты распорной гайкой 24, а разрезная гайка 8 установлена с охватом телескопического поршня 27 и объединена с ним кольцевой радиальной шпонкой 11. При этом передняя крышка 12 СД выполнена в виде стакана, полость Д которого объединена с камерой сгорания КС СД отверстиями Г и изолирована задним дном 22 телескопического поршня, переднее дно 23 которого изолирует полость Е внутреннего корпуса с пиросоставом 13, оба дна поршня телескопически объединены внешними обечайками 25, 26 и центральным штуцером 14 с образованием кольцевой камеры Ж, соединенной с камерой сгорания СД дроссельным отверстием М и зафиксированы от взаимного перемещения стопором 18, при этом центральный штуцер 14 снабжен лучевым воспламенителем (ВЛ) 15, изолированным от кольцевой камеры обтюратором 16 с одной стороны и открытым в форкамеру с воспламенителем 17 пиросостава 13 - с другой. In FIG. 2 shows a transition device, where the aft part of the sustainer stage is made in the form of a double coaxial housing 9, closed on one side. At the same time, on the inner case 4, on the bottom side, the guide pipe 5 and the adapter frame 6 are movably mounted, pressed against the end of the SD with a union nut 7, and to the end of the inner case - a split nut 8. Moreover, the guide pipe 5 and the union nut 7 are combined P -shaped hooks 10 and opened with a spacer nut 24, and a split nut 8 is mounted with the telescopic piston 27 and is connected with an annular radial key 11. In this case, the front cover 12 of the LED is made in the form of a cup, the cavity D of which is combined with the camera Crankshaft KS SD with holes Г and is insulated by the rear bottom 22 of the telescopic piston, the front bottom 23 of which isolates the cavity E of the inner casing with a pyro-composition 13, both piston bottoms are telescopically connected by the outer shells 25, 26 and the central fitting 14 to form an annular chamber Ж connected to the combustion chamber LED throttle hole M and fixed from mutual movement by the stopper 18, while the Central fitting 14 is equipped with a beam igniter (VL) 15, isolated from the annular chamber obturator 16 on one side and open m prechamber igniter 17 pirosostava 13 - on the other.

На фиг.3 показан вид Б на фиг.2, как вариант исполнения устройства, где кольцевая камера Ж и камера сгорания СД разделены дроссельным устройством 19, дроссельное отверстие М которого перекрыто шариковым клапаном 20, поджатым пружиной 21 в направлении от кольцевой камеры к камере сгорания двигателя. Figure 3 shows a view B in figure 2, as an embodiment of the device, where the annular chamber G and the combustion chamber LED are separated by a throttle device 19, the throttle hole M of which is blocked by a ball valve 20, pressed by a spring 21 in the direction from the annular chamber to the combustion chamber engine.

Предложенное устройство работает следующим образом. The proposed device operates as follows.

При запуске СД (ракета начинает свое движение) продукты сгорания через отверстия Г поступают в полость Д, из которой через дроссельное отверстие М наполняют кольцевую камеру Ж и к концу работы СД давление в камере Ж достигает расчетной величины, очевидно, не большей давления в камере СД (полости Д) и заднее дно 22 в течение всего времени работы СД прижато к переднему дну 23 и удерживается от перемещений радиальной шпонкой 11. После окончания работы СД давление в камере сгорания начинает интенсивно падать, а истечение газов из кольцевой камеры Ж затруднено дроссельным отверстием М, таким образом, появляется перепад давления на заднем дне 22, направленный от переднего дна. В расчетный момент перепад достигает величины, необходимой и достаточной для разрушения стопора 18 и перемещения дна 22 телескопического поршня до упора в торец Н СД (см. фиг.4) При этом обтюратор 16 откроет доступ газам к ВЛ 15, которые активируют его (то есть, воспламенят его активный пиросостав), в результате ВЛ выдаст импульс (массу высокотемпературных продуктов сгорания) на воспламенитель 17 пиросостава 13, продукты сгорания которого, воздействуя на дно 23 и разрушив шпонку 11, переместят его, а при совмещении впадины Л с выступом разрезной гайки 8 (см. фиг.5) последняя под действием сил упругой деформации сомкнется, выйдя из резьбового зацепления с внутренним корпусом 4. При дальнейшем движении дна 23 телескопический поршень снова сомкнется по торцам Р и воздействием на торец Н начнет равноускоренно отводить СД от МС до тех пор, пока корпус 4 пройдет зацепы 10, которые, смыкаясь к оси изделия, не смогут препятствовать поперечному независимому друг от друга движению МС и СД. When the DM starts up (the rocket begins to move), the combustion products enter the cavity D through the holes Г, from which the annular chamber Ж is filled through the throttle hole M and, by the end of the operation, the pressure in the chamber Ж reaches the calculated value, obviously not greater than the pressure in the SD chamber (cavity D) and the rear bottom 22 during the entire operation of the LED is pressed to the front bottom 23 and is kept from moving by the radial key 11. After the end of the operation of the LED, the pressure in the combustion chamber begins to fall rapidly, and the gas outflow from the annular chamber Ж hindered by the throttle hole M, thus, there is a pressure drop at the rear bottom 22, directed from the front bottom. At the calculated time, the difference reaches the value necessary and sufficient to destroy the stopper 18 and move the bottom 22 of the telescopic piston all the way to the end face Н SD (see Fig. 4). At the same time, the obturator 16 will open the gases to the overhead line 15, which activate it (i.e. ignite its active pyrocomposition), as a result of the overhead line it will give an impulse (a mass of high-temperature combustion products) to the igniter 17 of the pyrocomposition 13, the combustion products of which, acting on the bottom 23 and destroying the key 11, will move it, and when combining the cavity L with the protrusion of the split nut 8 (see FIG. 5), the latter closes under the action of elastic deformation forces, leaving the threaded engagement with the inner casing 4. With further movement of the bottom 23, the telescopic piston closes again at the ends P and, acting on the end face H, begins to divert the LED from the MS to those as long as the housing 4 passes hooks 10, which, closing to the axis of the product, will not be able to prevent the transverse independent from each other movement of the MS and LED.

Таким образом, предложенное техническое решение по ракете, содержащей МС, отделяемый СД и устройство, объединяющее их, во-первых, обеспечивает принудительное разделение ступеней при незначительной разнице калибров или выполненных в одном калибре. Во-вторых, привод разделения ступеней сблокирован с работой СД и выполняет разделение ступеней только после окончания работы СД и в оптимальный момент времени действия импульса последействия тяги двигателя, рассчитанный из условий баланса аэродинамических и газодинамических сил, действующих на устройство. Thus, the proposed technical solution for a rocket containing MS, detachable diabetes and a device that combines them, firstly, provides for the forced separation of steps with a slight difference in calibres or made in one caliber. Secondly, the stage separation drive is interlocked with the operation of the LED and performs the separation of the stages only after the end of the LED and at the optimal time of the pulse of the after-effect of the engine thrust, calculated from the balance of aerodynamic and gas-dynamic forces acting on the device.

Источники информации
1. Заявка Франции 2629583, кл. F 42 В 15/00, 06.10.89.Sources of information
1. Application of France 2629583, cl. F 42 B 15/00, 10/06/89.

2. Патент РФ 2105949, кл. F 42 В 15/00, 07.06.95. 2. RF patent 2105949, cl. F 42 B 15/00, 07/07/95.

Claims

1. A rocket containing a marching stage, a detachable starting engine and an adapter unit combining them, characterized in that the adapter device is made in the form of a guide pipe with a union nut and is equipped with a piston mounted with a seal on the front bottom of the aft compartment of the march stage and the rear one in the cavity formed by the front bottom of the starting engine, which is in communication with its combustion chamber, both piston bottoms are telescopically connected by external shells and a central fitting with the formation of an annular chamber connected to the combustion chamber by a throttle aperture and fixed against mutual movement by a stopper, while the central fitting is equipped with a beam igniter, an obturator isolated from the annular chamber on one side and open in a prechamber with a pyro-composition - on the other, the guide pipe and union nut are combined with U-shaped hooks, opened with a spacer nut and placed with the possibility of longitudinal movement on the inner housing of the aft compartment, while the union nut is mounted on the starting engine, and the direction the connecting pipe is placed in the annular gap formed by the inner housing and the outer fairing of the aft compartment, rigidly fastened to each other, on the rear end of the inner case a transitional frame is movably mounted, pinched by the outer part between the union nut and the front end of the starting engine, and the inner - between the rear end of the inner case and a split nut rigidly fastened to it and installed with a piston grip, on the outer surface of which an annular groove with a deep groove is made in front of the split nut bina, not less than the height of the thread profile of the split nut, and a width not less than the mutual longitudinal overlap of the split nut with the piston at the point of coverage, and the piston in the bottom of the starting engine is installed with a longitudinal clearance not less than the width of the annular groove.

2. The rocket according to claim 1, characterized in that the annular chamber and the combustion chamber of the engine are separated by a throttle, the throttle opening of which is blocked by a ball valve, preloaded by a spring, in the direction from the annular chamber to the combustion chamber of the engine.