RU2242697C1 - Ракета в пусковом контейнере - Google Patents
Ракета в пусковом контейнере Download PDFInfo
- Publication number
- RU2242697C1 RU2242697C1 RU2003114796/02A RU2003114796A RU2242697C1 RU 2242697 C1 RU2242697 C1 RU 2242697C1 RU 2003114796/02 A RU2003114796/02 A RU 2003114796/02A RU 2003114796 A RU2003114796 A RU 2003114796A RU 2242697 C1 RU2242697 C1 RU 2242697C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- rocket
- ring
- launching
- face
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в конструкции ракет, запускаемых из транспортно-пусковых контейнеров (ТПК). Реализация изобретения позволяет расширить функциональные возможности механизма удержания ракеты путем обеспечения возможности его использования для ракет с выходным сечением сопла двигателя, значительно меньшим внутреннего диаметра трубы ТПК. Сущность изобретения заключается в том, что разрезное пружинное кольцо механизма удержания ракеты в пусковом контейнере связано с сопловой частью двигателя резьбовым соединением и снабжено со стороны переднего торца кольцевым буртом, взаимодействующим с захватным буртом упорной втулки, выполненной в виде шпангоута-диафрагмы, жестко закрепленного в пусковом контейнере, телескопически охватывающего разрезное кольцо и снабженного на внутренней поверхности кольцевой проточкой-уловителем. Задний торец обечайки корпуса двигателя снабжен опорной поверхностью, взаимодействующей с торцом бурта, выполненного на внутренней поверхности трубы пускового контейнера. Фиксирующий элемент выполнен в виде чашки-фиксатора, охватывающей хвостовую часть разрезного пружинного кольца и установленной донной частью против заднего торца сопла двигателя. 1 з. п. ф-лы, 3 ил.
Description
Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в конструкции ракет, запускаемых из транспортно-пусковых контейнеров (ТПК) и снабженных узлами удержания ракеты в ТПК.
Известна ракета [1], содержащая размещенные в ТПК маршевую ступень, двигатель с устройством вращения, взаимодействующим с внутренней поверхностью контейнера и выполненным в виде установленной на наружной поверхности сопла двигателя втулки с кольцевой проточкой у ее заднего торца и резцами, находящимися в зацеплении с мягким подслоем поверхности контейнера, который снабжен механизмом удержания ракеты, состоящим из шпангоута с наружной кольцевой проточкой и косым со стороны устройства вращения разрезного пружинного кольца с внутренней кольцевой проточкой и радиальными пазами по месту разъема, а также поворотной заслонки в виде пластины с осями в проушинах по торцу. При этом разрезное пружинное кольцо установлено в кольцевые проточки втулки и шпангоута, пластина заслонки входит в косой паз шпангоута, а проушинами – в радиальные пазы разрезного кольца перпендикулярно продольной оси ракеты, а механизм удержания закреплен в ТПК через заднюю крышку контейнера кольцевой гайкой, между устройством вращения и механизмом удержания перед заслонкой установлено плоское пружинное кольцо с упором в торец двигателя посредством винтов, а на пластине заслонки закреплена плоская пружина, контактирующая свободным концом с крышкой контейнера.
Недостатком описанного устройства является возникновение значительных возмущений, действующих на контейнер и пусковую установку при пуске ракеты за счет задержки в срабатывании механизма удержания, которая возникает из-за того, что заслонка не может освободить разрезное пружинное кольцо, пока не откроется задняя крышка контейнера пороховыми газами двигателя.
Указанного недостатка в значительной мере лишено устройство [2], являющееся прототипом настоящего предполагаемого изобретения и представляющее собой ракету в ТПК, содержащую маршевую ступень, двигатель, заднюю крышку, механизм удержания в виде установленного на двигателе разрезного пружинного кольца с радиальными пазами по месту разъема, заслонки и задней крышки, в котором разрезное пружинное кольцо установлено между задним торцем контейнера и выступающей из контейнера конической поверхностью корпуса двигателя, переходящей в цилиндр, при этом на цилиндрической повнрхности корпуса двигателя выполнен сквозной радиальный паз, ось симметрии которого перпендикулярна продольной оси ракеты, и установлена заслонка (фиксирующий элемент) с прямоугольным окном, фиксирующим место разреза пружинного кольца, причем механизм удержания закреплен в ТПК резьбовым кольцом через упорную втулку, а резьбовое кольцо является продолжением контейнера.
Недостатком описанной ракеты в ТПК являются ограниченные функциональные возможности ее механизма удержания, т.к. он применим для ракет с двигателем, имеющим выходное сечение сопла, равное внутреннему диаметру трубы контейнера, и не может быть использован в конструкции ракет с двигателями, имеющими диаметр выходного сечения сопла, значительно меньший внутреннего диаметра трубы контейнера, т.е. для ракет с двигателями, имеющими меньшую тягу и, соответственно, меньший секундный расход топлива, определяющий оптимальный меньший диаметр выходного сечения сопла.
Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанного выше недостатка, а именно расширение функциональных возможностей механизма удержания путем обеспечения возможности его использования для ракет с выходным сечением сопла двигателя, меньшим внутреннего диаметра трубы ТПК.
Это достигается тем, что в известной ракете, размещенной в ТПК и содержащей маршевую ступень, двигатель, заднюю крышку и механизм удержания ракеты, закрепленный в контейнере резьбовым кольцом через упорную втулку и содержащий установленное на двигателе разрезное пружинное кольцо с фиксирующим элементом, разрезное пружинное кольцо связано с сопловой частью двигателя резьбовым соединением и снабжено со стороны переднего торца кольцевым буртом, взаимодействующим с захватным буртом упорной втулки, выполненной в виде шпангоута – диафрагмы, жестко закрепленного в пусковом контейнере, телескопически охватывающего разрезное пружинное кольцо и снабженного на внутренней поверхности кольцевой проточкой-уловителем, при этом задний торец обечайки корпуса двигателя снабжен опорной поверхностью, взаимодействующей с торцем бурта, выполненного на внутренней поверхности трубы пускового контейнера, а фиксирующий элемент выполнен в виде чашки-фиксатора, охватывающей хвостовую часть разрезного пружинного кольца и установленной донной частью против заднего торца сопла двигателя.
Сущность предлагаемого изобретения заключается в том, что в данной конструкции ракеты в ТПК удерживающий механизм обеспечивает надежное крепление в контейнере ракеты с соплом двигателя, меньшим внутреннего диаметра ТПК, исключая ее осевое перемещение при транспортировки, и обеспечивает надежную расстыковку ракеты с ТПК при срабатывании двигателя.
Изобретение поясняется чертежом, на котором показаны на фиг.1 – общий вид ракеты в контейнере; на фиг.2 – продольный разрез механизма удержания в исходном положении; на фиг.3 – продольный разрез механизма удержания после срабатывания.
Предлагаемая ракета в контейнере содержит маршевую ступень 1, состыкованную с двигателем 2, размещенные в контейнере 3, снабженном задней крышкой 4, и механизм удержания, содержащий разрезное пружинное кольцо 5, навинченное на сопло 6 ракеты и снабженное буртом 7, упирающимся в захватный бурт 8 упорной втулки, выполненной в виде шпангоута-диафрагмы 9, телескопически охватывающего кольцо 5 и имеющего на внутренней поверхности проточку-уловитель 10. Шпангоут–диафрагма 9 установлен в контейнере 3 и поджат резьбовым кольцом 2 через заднюю крышку 4. На разрезном пружинном кольце 5 установлена чашка-фиксатор 12, охватывающая хвостовую часть кольца и удерживаемая от осевого смещения срезным штифтом 13. Задний торец обечайки корпуса двигателя 2 снабжен опорной поверхностью 14, взаимодействующей с торцем 15 бурта, выполненного на внутренней поверхности ТПК.
Работа устройства происходит следующим образом.
В транспортном положении ракета удерживается за счет закрепления сопловой части двигателя 2 между буртом 15 контейнера и разрезным пружинным кольцом 5, навинченным на хвостовую часть сопла с упором своим буртом 7 в ответный бурт 8 шпангоута-диафрагмы 9 и удерживаемым в рабочем положении чашкой-фиксатором 12.
При старте ракеты под действием импульса газовой струи двигателя на донную часть чашки-фиксатора 12 срезается штифт 13 и чашка-фиксатор слетает с кольца 5, которое разжимается, обеспечивая выход его резьбы из зацепления с резьбой сопла 6, т.е. разрыв механической связи ракеты с контейнером.
Размещение разжатого кольца 5 своим буртом 7 в ответной проточке-уловителе 10 шпангоута-диафрагмы 9 обеспечивает невыход кольца из контейнера.
Предлагаемое устройство обеспечивает расширение функциональных возможностей механизма удержания ракеты, позволяя его использование для ракет с диаметром выходного сечения сопла двигателя, меньшим внутреннего диаметра трубы контейнер.
Источники информации
1. Патент России №2104470 от 10.02.1998, МКИ 6 F 42 В 15/00 – аналог.
2. Патент России № 2191981 от 09.10.2000, МКИ 7 F 42 В 15/00 – прототип.
Claims (2)
1. Ракета, размещенная в пусковом контейнере, содержащая маршевую ступень, двигатель, заднюю крышку и механизм удержания ракеты в пусковом контейнере, закрепленный резьбовым кольцом через упорную втулку и содержащий разрезное пружинное кольцо, установленное на двигателе, и фиксирующий элемент, отличающаяся тем, что разрезное пружинное кольцо связано с сопловой частью двигателя резьбовым соединением и снабжено со стороны переднего торца кольцевым буртом, взаимодействующим с захватным буртом упорной втулки, выполненной в виде шпангоута-диафрагмы, жестко закрепленного в пусковом контейнере, телескопически охватывающего разрезное пружинное кольцо и снабженного на внутренней поверхности кольцевой проточкой-уловителем, при этом задний торец обечайки корпуса двигателя снабжен опорной поверхностью, взаимодействующей с торцом бурта, выполненного на внутренней поверхности трубы пускового контейнера.
2. Ракета по п.1, отличающаяся тем, что фиксирующий элемент выполнен в виде чашки-фиксатора, охватывающей хвостовую часть разрезного пружинного кольца и установленной донной частью против заднего торца сопла двигателя.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003114796/02A RU2242697C1 (ru) | 2003-05-19 | 2003-05-19 | Ракета в пусковом контейнере |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003114796/02A RU2242697C1 (ru) | 2003-05-19 | 2003-05-19 | Ракета в пусковом контейнере |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2242697C1 true RU2242697C1 (ru) | 2004-12-20 |
RU2003114796A RU2003114796A (ru) | 2004-12-20 |
Family
ID=34388084
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2003114796/02A RU2242697C1 (ru) | 2003-05-19 | 2003-05-19 | Ракета в пусковом контейнере |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2242697C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2619483C1 (ru) * | 2015-12-25 | 2017-05-16 | Открытое акционерное общество "Институт прикладной физики" | Механизм удержания боеприпаса в пусковой установке |
-
2003
- 2003-05-19 RU RU2003114796/02A patent/RU2242697C1/ru active
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2619483C1 (ru) * | 2015-12-25 | 2017-05-16 | Открытое акционерное общество "Институт прикладной физики" | Механизм удержания боеприпаса в пусковой установке |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US3398639A (en) | Holding device for a rocket in a launcher tube | |
CA2356308C (fr) | Systeme d'obturation pour un orifice d'un conduit, en particulier pour un orifice d'une voie d'introduction d'air dans la chambre de combustion d'un statoreacteur | |
RU2242697C1 (ru) | Ракета в пусковом контейнере | |
US7328571B2 (en) | Semi-axisymmetric scramjet flowpath with conformal nozzle | |
US7024998B2 (en) | Projectile with propelling charge holder | |
US6640720B1 (en) | Translation and locking mechanism in missile | |
EP1185837B1 (en) | Release mechanism in missile | |
FR2594891A1 (fr) | Allumeur fixable dans la tuyere d'un propulseur | |
KR101739391B1 (ko) | 로켓 모터용 후방 점화기를 포함하는 발화장치 조립체 | |
RU2191981C2 (ru) | Ракета в пусковом контейнере | |
RU2284000C1 (ru) | Механизм удержания ракеты в пусковом контейнере | |
RU2329458C1 (ru) | Ракета в контейнере | |
RU2239782C1 (ru) | Реактивный снаряд | |
FR2697871A1 (fr) | Dispositif de maintien puis d'écartement, selon une séquence contrôlée, d'un objet par rapport à un support. | |
RU2196244C1 (ru) | Заглушка сопла ракетного двигателя | |
CA2239154C (fr) | Ensemble de propulsion pour projectile limitant l'effort de recul | |
RU2372513C1 (ru) | Заглушка сопла ракетного двигателя | |
FR1236097A (fr) | Fusée jouet récupérable | |
RU2104470C1 (ru) | Ракета, стабилизированная вращением | |
EP2153162B1 (fr) | Chaine pyrotechnique d'allumage d'une charge principale de propulsion d'un missile | |
RU2179702C1 (ru) | Реактивный снаряд с отделяемым двигателем | |
RU2002131355A (ru) | Разделяющийся реактивный снаряд | |
RU2266425C1 (ru) | Заглушка сопла ракетного двигателя | |
RU16548U1 (ru) | Ракета | |
RU2331838C1 (ru) | Ракета в транспортно-пусковом контейнере |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
QZ4A | Changes in the licence of a patent |
Effective date: 20051006 |
|
PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20130116 |
|
PD4A | Correction of name of patent owner | ||
QC41 | Official registration of the termination of the licence agreement or other agreements on the disposal of an exclusive right |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20051006 Effective date: 20171128 |
|
QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE Effective date: 20171129 |