RU2203472C2 - Fireworks rocket - Google Patents
Fireworks rocket Download PDFInfo
- Publication number
- RU2203472C2 RU2203472C2 RU2001112097A RU2001112097A RU2203472C2 RU 2203472 C2 RU2203472 C2 RU 2203472C2 RU 2001112097 A RU2001112097 A RU 2001112097A RU 2001112097 A RU2001112097 A RU 2001112097A RU 2203472 C2 RU2203472 C2 RU 2203472C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- stabilizers
- cutouts
- shell
- stabilization unit
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к фейерверочным изделиям и может быть использовано для создания различных зрелищных эффектов при проведении праздничных, увеселительных мероприятий, в том числе при индивидуальном применении. The invention relates to fireworks and can be used to create various spectacular effects when conducting holiday, entertainment events, including for individual use.
Известны аналогичные ракеты, например "Фейерверочная ракета со стабилизатором", описанная в книге: В.М. Солодовников. Пиротехника. Производство и сжигание фейерверка. - НКОП СССР Государственное издательство оборонной промышленности. - М.-Л., 1938, с.65, рис.17а. Similar rockets are known, for example, “Firework rocket with stabilizer”, described in the book: V.M. Solodovnikov. Pyrotechnics. Production and burning of fireworks. - NKOP USSR State Publishing House of the defense industry. - M.-L., 1938, p. 65, fig. 17a.
Эта ракета состоит из корпуса, в котором размещаются ракетный двигатель и пиротехнический фейерверочный заряд. На корпусе ракеты закреплены стабилизаторы, выполненные в виде нескольких выступов, изготовленных из листового материала (картон, фанера, шпон) и расположенных вдоль продольной оси ракеты в плоскостях, перпендикулярных касательным к цилиндрической поверхности корпуса ракеты. This rocket consists of a housing that houses a rocket engine and a pyrotechnic firework charge. Stabilizers are mounted on the rocket body, made in the form of several protrusions made of sheet material (cardboard, plywood, veneer) and located along the longitudinal axis of the rocket in planes perpendicular to the tangent to the cylindrical surface of the rocket body.
Как правило, эти ракеты имеют низкую устойчивость (значительные колебания вокруг центра масс) и большие отклонения от первоначально заданного направления полета, особенно на начальном участке траектории. Аэродинамическую устойчивость такие ракеты приобретают лишь после достижения определенной скорости, когда скоростной напор набегающего воздуха, воздействующий на перья стабилизатора, становится достаточным для создания стабилизирующего момента, разворачивающего ось ракеты в направлении вектора скорости. Typically, these missiles have low stability (significant fluctuations around the center of mass) and large deviations from the originally specified direction of flight, especially in the initial section of the trajectory. Such rockets acquire aerodynamic stability only after reaching a certain speed, when the speed pressure of the incoming air acting on the feathers of the stabilizer becomes sufficient to create a stabilizing moment that turns the axis of the rocket in the direction of the velocity vector.
Для запуска таких ракет используются специальные пусковые устройства, обеспечивающие направленность полета ракеты до достижения ею скорости, при которой обеспечивается аэродинамическая устойчивость. Примером такого устройства может служить жесткий металлический стержень, по которому скользит направляющая трубка, прикрепленная к ракете. To launch such missiles, special launching devices are used, which ensure the directivity of the missile flight until it reaches a speed at which aerodynamic stability is ensured. An example of such a device is a rigid metal rod, along which a guide tube attached to a rocket slides.
Эти ракеты зачастую имеют недостаточную устойчивость не только при малых, но и при высоких скоростях полета, т.к. у них отсутствуют конструктивные элементы, позволяющие сглаживать изменения направления вектора тяги двигателя, неизбежно возникающие в процессе его работы по целому ряду причин (неравномерная зашлаковка, неравномерный разгар сопла и т.п.). These missiles often have insufficient stability not only at low, but also at high flight speeds, because they lack structural elements that make it possible to smooth out changes in the direction of the engine thrust vector, which inevitably arise during its operation for a number of reasons (uneven slagging, uneven nozzle height, etc.).
Кроме того, введение необходимого (особенно для ракет с опереннным стабилизатором) элемента, каким является направляющая трубка, закрепляемая, как правило, на наружной цилиндрической части корпуса ракеты, ухудшает внешний вид и усложняет технологию художественного оформления фейерверочной ракеты. In addition, the introduction of the necessary (especially for rockets with stabilizer-leaning) element, such as a guide tube, mounted, as a rule, on the outer cylindrical part of the rocket body, worsens the appearance and complicates the technology for decorating a firework rocket.
Наиболее близким техническим решением (прототипом) является "Игрушечная ракета" (патент США 3068792, кл. 102-34.1 от 18.12.1962). The closest technical solution (prototype) is "Toy rocket" (US patent 3068792, CL 102-34.1 from 12/18/1962).
Ракета (фиг.1) состоит из прочного корпуса 1, пиротехнического заряда 2, ракетного двигателя 4. Направленность полета ракеты в верхней части траектории обеспечивается блоком стабилизации, включающим несколько перьевых стабилизаторов 6, закрепленных на оболочке 3, а направленность при старте - направляющим стержнем 7, по которому перемещается направляющая трубка 5. The rocket (Fig. 1) consists of a
Приведенная конструкция ракеты имеет ряд недостатков:
- большие отклонения от первоначально заданного направления полета и низкая устойчивость ракеты после схода с направляющего стержня, которые обусловлены изменениями направления вектора тяги двигателя, вызванными неравномерным разгаром сопла, либо неравномерной его зашлаковкой, либо воздействием внешних возмущающих факторов;
- необходимость использования длинного направляющего стержня (в 1,5... 2,5 раза превышающего длину ракеты);
- смещение точки приложения вектора тяги (сопловое отверстие) относительно оси направляющего стержня приводит к возникновению крутящего момента, изгибающего направляющий стержень, что создает непредсказуемые колебания ракеты в момент схода с направляющего штыря;
- непрогнозируемый фейерверочный эффект, создаваемый светящимися продуктами сгорания ракетного двигателя на активном участке траектории из-за изменений направления набегающего потока воздуха при недостаточной направленности и устойчивости ракеты в полете;
- ухудшение внешнего вида ракеты (асимметрия) из-за необходимости закрепления направляющей трубки на цилиндрической части корпуса ракеты, что, кроме прочего, приводит к отклонению точки приложения сил аэродинамического сопротивления от продольной оси ракеты.The above missile design has several disadvantages:
- large deviations from the originally specified flight direction and low stability of the rocket after leaving the guide rod, which are caused by changes in the direction of the thrust vector of the engine caused by the uneven height of the nozzle, or its uneven slagging, or the influence of external disturbing factors;
- the need to use a long guide rod (1.5 ... 2.5 times the length of the rocket);
- the displacement of the point of application of the thrust vector (nozzle hole) relative to the axis of the guide rod leads to a torque bending the guide rod, which creates unpredictable rocket vibrations at the moment of departure from the guide pin;
- unpredictable fireworks effect created by the luminous products of combustion of a rocket engine in the active section of the trajectory due to changes in the direction of the incoming air flow with insufficient directivity and stability of the rocket in flight;
- deterioration of the appearance of the rocket (asymmetry) due to the need to fix the guide tube on the cylindrical part of the rocket body, which, among other things, leads to a deviation of the point of application of aerodynamic drag forces from the longitudinal axis of the rocket.
Задачей предлагаемого изобретения является создание фейерверочной ракеты, имеющей минимальные отклонения от первоначально заданного направления полета и с более высокими показателями устойчивости полета, особенно на начальном участке траектории при уменьшенных габаритах блока стабилизации, с улучшенным зрелищным эффектом на активном участке траектории полета ракеты и при выбросе пиротехнического заряда в верхней точке траектории и с улучшенным внешним видом. The objective of the invention is the creation of a firework rocket having minimal deviations from the originally specified direction of flight and with higher flight stability, especially in the initial section of the trajectory with reduced dimensions of the stabilization unit, with an improved spectacular effect on the active section of the flight path of the rocket and during the discharge of a pyrotechnic charge at the top of the trajectory and with improved appearance.
Решение указанной задачи достигается тем, что в фейерверочной ракете, состоящей из корпуса, ракетного двигателя, пиротехнического заряда, блока стабилизации, включающего оболочку и закрепленные на ней пластинчатые стабилизаторы, оболочка выполнена в форме многоугольной призмы или цилиндра с равномерно расположенными продольными вырезами. Пластинчатые стабилизаторы закреплены на краях вырезов и направлены в одну сторону под углом от 5 до 120o к плоскостям соответствующих вырезов, при этом высота стабилизаторов равна или меньше высоты вырезов.The solution to this problem is achieved by the fact that in a firework rocket consisting of a body, a rocket engine, a pyrotechnic charge, a stabilization unit including a shell and plate stabilizers mounted on it, the shell is made in the form of a polygonal prism or cylinder with evenly spaced longitudinal cutouts. Plate stabilizers are mounted on the edges of the cuts and are directed in one direction at an angle from 5 to 120 o to the planes of the respective cuts, while the height of the stabilizers is equal to or less than the height of the cuts.
Наличие продольных прорезей у оболочки блока стабилизации позволяет снизить потери тяги двигателя, связанные с неполным расширением струи продуктов сгорания ракетного топлива, т.к. оболочка в предлагаемом техническом решении расположена ниже соплового среза ракеты. При этом расположенные под углом к плоскости вырезов пластинчатые стабилизаторы позволяют использовать энергию расширяющегося потока продуктов сгорания для закрутки ракеты вокруг ее продольной оси. Закрутка ракеты осуществляется за счет того, что истекающие через прорези оболочки продукты сгорания создают на поверхностях стабилизаторов, обращенных в сторону прорезей, избыточное давление, которое и создает крутящий момент. The presence of longitudinal slots in the shell of the stabilization unit allows you to reduce the loss of engine thrust associated with incomplete expansion of the jet of rocket fuel combustion products, as the shell in the proposed technical solution is located below the nozzle section of the rocket. At the same time, plate stabilizers located at an angle to the cut-out plane allow the use of the energy of the expanding stream of combustion products to spin the rocket around its longitudinal axis. The spin of the rocket is due to the fact that the combustion products flowing through the slots of the shell create excessive pressure on the surfaces of the stabilizers facing the slots, which creates torque.
Вращение ракеты вокруг продольной оси придает ей гироскопическую устойчивость. Старт ракеты осуществляется с цилиндрического направляющего стержня, диаметр которого немного меньше внутреннего диаметра оболочки (или диаметра вписанной окружности - для оболочки в форме многогранной призмы). Соотношение этих двух диаметров выбирается исходя из необходимости свободного перемещения оболочки блока стабилизации по направляющему стержню. Нижняя часть оболочки надевается на направляющий стержень, выполняя роль направляющей трубки. Это позволяет наиболее интенсивную закрутку ракеты осуществлять в момент ее старта, т. к. верхний торец направляющего стержня препятствует движению продуктов сгорания вниз вдоль оси ракеты, перераспределяя этот поток преимущественно в направлении прорезей и наклонных стабилизаторов. За счет этого удалось уменьшить длину направляющего стержня по сравнению с прототипом и улучшить устойчивость ракеты на начальном участке траектории полета. Rotation of the rocket around its longitudinal axis gives it gyroscopic stability. The rocket is launched from a cylindrical guide rod, the diameter of which is slightly smaller than the inner diameter of the shell (or the diameter of the inscribed circle for the shell in the form of a multifaceted prism). The ratio of these two diameters is selected based on the need for free movement of the shell of the stabilization unit along the guide rod. The lower part of the shell is put on the guide rod, acting as a guide tube. This allows the most intense spin of the rocket to be carried out at the time of its launch, since the upper end of the guide rod prevents the combustion products from moving down along the axis of the rocket, redistributing this flow mainly in the direction of slots and inclined stabilizers. Due to this, it was possible to reduce the length of the guide rod in comparison with the prototype and to improve the stability of the rocket in the initial portion of the flight path.
Кроме того, при сходе ракеты с направляющего стержня не возникает изгибающий момент, приводящий к упругим колебаниям, что характерно для конструкции прототипа из-за несоосности продольной оси стержня и точки приложения вектора тяги. Это достигается тем, что направляющий стержень имеет больший диаметр и меньшую длину, чем у прототипа, и расположен он соосно с продольной осью ракеты. In addition, when the rocket leaves the guiding rod, a bending moment does not arise, leading to elastic vibrations, which is typical for the prototype design due to the misalignment of the longitudinal axis of the rod and the point of application of the thrust vector. This is achieved by the fact that the guide rod has a larger diameter and shorter length than the prototype, and it is located coaxially with the longitudinal axis of the rocket.
Длина стабилизаторов, равная длине продольных прорезей, позволяет наиболее эффективно использовать энергию расширяющихся продуктов сгорания на закрутку ракеты. Однако длина стабилизаторов может быть и меньше длины прорезей для случаев, когда очень интенсивная закрутка становится излишней с точки зрения влияния на устойчивость ракеты, но при этом снижает высоту полета. The length of the stabilizers, equal to the length of the longitudinal slots, allows the most efficient use of the energy of the expanding combustion products to spin the rocket. However, the length of the stabilizers may be less than the length of the slots for cases where a very intense twist becomes unnecessary in terms of affecting the stability of the rocket, but at the same time reduces the flight altitude.
Выбор угла между плоскостями стабилизаторов и плоскостями вырезов в оболочке, вдоль границ которых они закреплены, определяется решением задачи оптимизации между необходимой для надежной стабилизации ракеты угловой скоростью и минимизацией потерь энергии двигателя, используемой на закрутку ракеты. The choice of the angle between the planes of the stabilizers and the planes of cutouts in the shell along the boundaries of which they are fixed is determined by solving the optimization problem between the angular velocity necessary for reliable stabilization of the rocket and minimizing the loss of engine energy used to spin the rocket.
Этот угол может находиться в пределах от 5 до 120o. Угол меньше 5o приводит к неэффективному использованию мощности двигателя в связи с большими потерями энергии на закрутку. Больший чем 120o угол наклона создает малый крутящий момент.This angle can range from 5 to 120 o . An angle of less than 5 o leads to inefficient use of engine power in connection with large losses of spin energy. Greater than 120 o tilt angle creates a small torque.
Высокая скорость вращения ракеты в полете позволяет нивелировать изменения направления вектора тяги двигателя, которые неизбежно возникают при использовании ракетного топлива с высоким содержанием конденсированных частиц в продуктах сгорания. Эти частицы, с одной стороны, создают красивый искровой шлейф на траектории полета, а с другой - приводят к неравномерной зашлаковке соплового отверстия двигателя, осаждаясь на его поверхности, что приводит к колебаниям направления движения продуктов сгорания. При высокой скорости вращения ракеты эти изменения направления вектора тяги приводят не к изменению направления ее полета, а лишь к незначительным колебаниям корпуса или полету по спирали вокруг первоначально заданного направления движения. The high speed of the rocket’s rotation in flight makes it possible to offset changes in the direction of the thrust vector of the engine, which inevitably occur when using rocket fuel with a high content of condensed particles in the combustion products. These particles, on the one hand, create a beautiful spark trail on the flight path, and on the other hand lead to uneven slagging of the nozzle hole of the engine, deposited on its surface, which leads to fluctuations in the direction of movement of the combustion products. At a high speed of rotation of the rocket, these changes in the direction of the thrust vector do not lead to a change in the direction of its flight, but only to slight fluctuations in the hull or flight in a spiral around the initially specified direction of movement.
Улучшение направленности и устойчивости полета ракеты достигается при уменьшенных по сравнению с прототипом и аналогом габаритах ракеты, блока стабилизации и направляющего стержня. Расчетные и экспериментальные данные свидетельствуют о том, что для обеспечения устойчивости после схода с направляющего стержня длина этого стержня у ракет со стабилизаторами, аналогичными тем, которые используются у прототипа и аналога, должна быть не менее 1,5 длины ракеты. Длина направляющего стержня предлагаемой ракеты составляет от 20 до 60% ее длины вместе с блоком стабилизации. При этом размах крыльев стабилизаторов у прототипа и аналога больше, чем у предлагаемой ракеты, т.к. аэродинамическая стабилизация этой ракеты дополняется с гироскопической устойчивостью, которая отсутствует у прототипа и аналога. Improving the directivity and stability of the flight of the rocket is achieved when the dimensions of the rocket, stabilization unit, and guide rod are reduced in comparison with the prototype and the analogue. Estimated and experimental data indicate that to ensure stability after leaving the guide rod, the length of this rod for rockets with stabilizers similar to those used in the prototype and analog should be at least 1.5 times the length of the rocket. The length of the guide rod of the proposed rocket is from 20 to 60% of its length, together with the stabilization unit. At the same time, the wingspan of the stabilizers of the prototype and analog is greater than that of the proposed rocket, because the aerodynamic stabilization of this rocket is complemented with gyroscopic stability, which is absent in the prototype and analogue.
Отсутствие направляющей трубки как отдельного конструктивного элемента позволяет улучшить внешний вид ракеты и исключить эксцентриситет сил сопротивления от набегающего потока воздуха при полете. The absence of a guide tube as a separate structural element allows to improve the appearance of the rocket and to exclude the eccentricity of the resistance forces from the incoming air flow during flight.
Вращение ракеты в полете позволяет создать более зрелищный фейерверочный эффект. Искровой шлейф при полете ракеты приобретает красивую спиралевидную форму и становится более широким из-за воздействия на светящиеся конденсированные продукты сгорания топлива центробежных сил. При выбросе горящих элементов пиротехнического заряда действие тех же центробежных сил приводит к более широкому их разлету, а форма разлета приближается к виду правильного круга или эллипса. The rotation of the rocket in flight allows you to create a more spectacular firework effect. The spark loop during rocket flight acquires a beautiful spiral shape and becomes wider due to the effect of centrifugal forces on the luminous condensed products of fuel combustion. When the burning elements of the pyrotechnic charge are ejected, the action of the same centrifugal forces leads to their wider expansion, and the form of expansion approaches the form of a regular circle or ellipse.
Предлагаемая конструкция блока стабилизации имеет высокую технологичность, так как позволяет изготавливать его из картона (или другого листового материала) методом вырубки с биговкой по линиям сгиба и последующей склейки или скрепления при помощи скоб противоположных продольных краев полученной выкройки. The proposed design of the stabilization unit has high manufacturability, as it allows it to be made of cardboard (or other sheet material) by cutting with scoring along bending lines and subsequent gluing or fastening using brackets of opposite longitudinal edges of the resulting pattern.
Фейерверочная ракета (фиг.2) состоит из корпуса 2, в котором размещаются пиротехнический заряд 3 и ракетный двигатель 4, приводимый в действие за счет огнепроводного шнура 6. В верхней части корпуса ракеты установлен обтекатель 1, а на нижней части - оболочка 5 блока стабилизации. Блок стабилизации имеет продольные вырезы 8, вдоль продольных границ которых закреплены стабилизаторы 7. Стабилизаторы направлены в одну сторону (по часовой стрелке или против часовой стрелки) под углом α от 5 до 120o к плоскостям соответствующих вырезов.Firework rocket (figure 2) consists of a
Оболочка 5 блока стабилизации может иметь форму многогранной призмы или цилиндра. На фиг.2 представлены различные конструктивные варианты оболочки блока стабилизации (см. сечение А-А). The
На фиг. 3 представлена ракета, подготовленная к пуску. Ракета работает следующим образом. При подготовке к запуску ракету устанавливают на пусковую установку, состоящую из направляющего стержня 9 и основания 10, обеспечивающего устойчивость ракеты перед запуском и во время старта. Оболочку 5 блока стабилизации надевают на направляющий стержень 9 и поджигают огнепроводный шнур 6, который воспламеняет двигатель 4. In FIG. 3 shows a rocket prepared for launch. The rocket works as follows. In preparation for launch, the rocket is installed on a launcher consisting of a
Продукты сгорания топлива двигателя создают реактивную силу, поднимающую ракету вверх и одновременно (за счет воздействия на наклонные стабилизаторы) вращающую ее вокруг продольной оси. The combustion products of the engine fuel create a reactive force that lifts the rocket up and at the same time (due to the effect on inclined stabilizers) rotates it around the longitudinal axis.
Высота направляющего стержня и оболочки блока стабилизации определяется расчетным или экспериментальным путем исходя из необходимости придания ракете скорости вращения, достаточной для ее устойчивости после схода с направляющего стержня. The height of the guide rod and the shell of the stabilization unit is determined by calculation or experimentally, based on the need to give the rocket a rotation speed sufficient for its stability after leaving the guide rod.
По окончании работы двигателя, когда горящая поверхность топлива достигает верхнего торца, происходит воспламенение пиротехнического заряда 3 продуктами сгорания твердого топлива двигателя с выбросом горящих пироэлементов этого заряда 3 из корпуса 2 ракеты. At the end of the engine, when the burning surface of the fuel reaches the upper end, the
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001112097A RU2203472C2 (en) | 2001-05-03 | 2001-05-03 | Fireworks rocket |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001112097A RU2203472C2 (en) | 2001-05-03 | 2001-05-03 | Fireworks rocket |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2203472C2 true RU2203472C2 (en) | 2003-04-27 |
| RU2001112097A RU2001112097A (en) | 2003-08-10 |
Family
ID=20249248
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2001112097A RU2203472C2 (en) | 2001-05-03 | 2001-05-03 | Fireworks rocket |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2203472C2 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU178073U1 (en) * | 2017-12-08 | 2018-03-22 | Николай Михайлович Варёных | FIREWORKS ROCKET |
-
2001
- 2001-05-03 RU RU2001112097A patent/RU2203472C2/en not_active IP Right Cessation
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU178073U1 (en) * | 2017-12-08 | 2018-03-22 | Николай Михайлович Варёных | FIREWORKS ROCKET |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP2062006B1 (en) | Delayed tail fin deployment mechanism and method | |
| US3877383A (en) | Munition | |
| US3603533A (en) | Spin stabilized ring-wing canard controlled missile | |
| JPS63259400A (en) | Nose with sub-projectile | |
| US4351503A (en) | Stabilized projectiles | |
| US7806053B1 (en) | Method and apparatus for changing the spin of a projectile in flight | |
| US4607810A (en) | Passive constraint for aerodynamic surfaces | |
| US8222583B2 (en) | Drag-stabilized water-entry projectile and cartridge assembly | |
| US20240175666A1 (en) | Maneuvering aeromechanicaly stable sabot system | |
| US5078336A (en) | Spin-stabilized missile with plug nozzle | |
| US4523728A (en) | Passive auto-erecting alignment wings for long rod penetrator | |
| US4389028A (en) | Flat trajectory projectile | |
| RU2203472C2 (en) | Fireworks rocket | |
| KR101609507B1 (en) | Range Extension Form Ramjet Propelled Shell | |
| US3964391A (en) | Dispenser-launched munition with two-stage spin-imparting vanes | |
| CN101113882A (en) | Bomb body structure capable of reducing shock wave drag of bomb body and method thereof | |
| US5363766A (en) | Remjet powered, armor piercing, high explosive projectile | |
| KR930002105B1 (en) | Detachable thrust vector mechanism for an aeronautical vehicle | |
| RU2343397C2 (en) | Rocket missile | |
| RU2183812C2 (en) | Firework rocket | |
| RU2712859C1 (en) | Uncontrolled missile with rotation from engine | |
| RU2790656C1 (en) | Supersonic guided missile | |
| RU2114382C1 (en) | Bicaliber guided missile | |
| RU2814640C1 (en) | Missile | |
| RU2795731C1 (en) | Rotating rocket projectile launched from a tubular guide |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20140504 |