RU2248521C2 - Method for providing for safety of launcher at rocket firing and rocket for its realization - Google Patents
Method for providing for safety of launcher at rocket firing and rocket for its realization Download PDFInfo
- Publication number
- RU2248521C2 RU2248521C2 RU2003113380/02A RU2003113380A RU2248521C2 RU 2248521 C2 RU2248521 C2 RU 2248521C2 RU 2003113380/02 A RU2003113380/02 A RU 2003113380/02A RU 2003113380 A RU2003113380 A RU 2003113380A RU 2248521 C2 RU2248521 C2 RU 2248521C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- starting engine
- rocket
- main
- transport
- booster engine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Description
Предложенное изобретение относится к области вооружений, а именно к ракетам и способам стрельбы ими, и может найти применение в ракетных комплексах ближнего радиуса действия.The proposed invention relates to the field of weapons, namely to missiles and methods of firing them, and can find application in short-range missile systems.
Известен способ стрельбы зенитной управляемой ракетой, обеспечивающий безопасность пусковой установки при стрельбе [1], включающий разгон ракеты первичным стартовым двигателем малой тяги, отделяемым на траектории после окончания его работы, и последующий разгон до расчетной конечной скорости основным стартовым двигателем. Запуск ракет из транспортно-пусковых контейнеров без создания значительных сил, действующих на пусковую установку, первичным стартовым двигателем малой тяги позволяет вести стрельбу в движении одновременно несколькими ракетами. Включение основного стартового двигателя с задержкой после отделения первичного стартового двигателя малой тяги на траектории, на удалении от пусковой установки, обеспечивает отсутствие большой силы отдачи и исключает силовое воздействие реактивной струи основного стартового двигателя на пусковую установку и ее приборное оборудование.A known method of firing an anti-aircraft guided missile, ensuring the safety of the launcher when firing [1], includes accelerating the rocket with the primary small thrust starting engine, separated on the trajectory after the end of its operation, and subsequent acceleration to the calculated final speed with the main starting engine. Launching missiles from transport-launch containers without creating significant forces acting on the launcher, the primary starting thruster allows firing in motion simultaneously with several missiles. The inclusion of the main starting engine with a delay after separation of the primary starting thruster on the trajectory, away from the launcher, ensures the absence of a large recoil force and eliminates the force impact of the jet of the main starting engine on the launcher and its instrumentation.
Конструкция [1] ракеты в транспортно-пусковом контейнере (ТПК), реализующей известный способ, состоит из маршевой ступени, основного стартового двигателя, первичного стартового двигателя малой тяги, установленного в выходной части сопла основного стартового двигателя и скрепленного с ним разрывными элементами, и камеры отделения с пороховым зарядом и лучевым воспламенителем замедленного действия. Конструкция прототипа позволяет вести стрельбу ракетами со стартовым двигателем, имеющим относительно большую тягу.The design [1] of the rocket in the transport-launch container (TPK) that implements the known method consists of a marching stage, a main starting engine, a primary thruster starting engine installed in the output part of the nozzle of the main starting engine and fastened with explosive elements, and a camera compartments with a powder charge and a delayed-action beam igniter. The design of the prototype allows firing rockets with a starting engine having relatively high traction.
Благодаря применению первичного стартового двигателя малой тяги снижается силовое воздействие на элементы конструкции пусковой установки, приборы системы управления и соседние ТПК, что обеспечивает безопасность пусковой установки и позволяет использовать в основном стартовом двигателе высокоэнергетические топлива и обеспечивать ракете высокие скорости полета. При этом при применении первичного стартового двигателя малой тяги уменьшаются пыледымовые помехи, что позволяет повысить надежность работы оптических линий связи и значительно снизить демаскирующие факторы при запуске ракеты.Thanks to the use of the primary thrust starting engine, the force effect on the launcher design elements, control system devices and neighboring TPKs is reduced, which ensures the safety of the launcher and allows the use of high-energy fuels in the main starting engine and ensure the rocket has high flight speeds. At the same time, when using the primary thrust starting engine, dust and noise interference is reduced, which improves the reliability of the optical communication lines and significantly reduces the unmasking factors when launching the rocket.
Однако при реализации известного способа, при использовании для отделения первичного стартового двигателя малой тяги от основного стартового двигателя камеры отделения с пороховым зарядом и лучевым воспламенителем замедленного действия возможно преждевременное несанкционированное срабатывание камеры отделения во время движения ракеты с работающим первичным стартовым двигателем по ТПК. Причинами преждевременного несанкционированного срабатывания могут являться:However, when implementing the known method, when a separation chamber with a powder charge and a delayed-action beam igniter is used to separate the primary thrust starting engine from the main starting engine, premature unauthorized triggering of the separation chamber during the movement of the rocket with the primary starting engine running on the TPK is possible. The reasons for premature unauthorized operation may be:
а) проток газов из камеры сгорания работающего первичного стартового двигателя по зазорам посадочного места воспламенителя лучевого замедленного действия;a) the flow of gases from the combustion chamber of a working primary starting engine through the gaps of the footprint of a beam igniter;
б) преждевременное срабатывание воспламенителя лучевого замедленного действия в случае установки воспламенителя лучевого замедленного действия (ВЛЗД) с меньшим временем работы (существующие ВЛЗД имеют одинаковые габариты и отличаются только составом, определяющим время работы);b) premature actuation of a beam delayed igniter in case of installation of a beam delayed igniter (VLZD) with a shorter operating time (existing VLZD have the same dimensions and differ only in composition determining the operating time);
в) пробитие замедлительного состава ВЛЗД давлением продуктов сгорания заряда камеры сгорания первичного стартового двигателя малой тяги.c) penetration of the VLZD retarder by the pressure of the products of combustion of the charge of the combustion chamber of the primary thrust starting engine.
При преждевременном несанкционированном срабатывании камеры отделения давление в объеме, образованном стенками сопла основного стартового двигателя и передней частью первичного стартового двигателя малой тяги, может превысить давление разрушения сопловой мембраны основного стартового двигателя, при этом продукты сгорания заряда камеры отделения воспламенят заряд основного стартового двигателя. В случае срабатывания основного стартового двигателя во время движения ракеты с работающим первичным стартовым двигателем малой тяги по ТПК продукты сгорания заряда основного стартового двигателя будут истекать в замкнутый объем между стенками сопла основного стартового двигателя и передней частью первичного стартового двигателя малой тяги. При отсутствии расхода из указанного замкнутого объема давление в камере сгорания основного стартового двигателя превысит давление разрушения конструкции. При этом произойдет разрыв основного стартового двигателя в ТПК и разрушение ракеты, что приведет не только к невыполнению боевой задачи, но и к повреждению соседних ТПК и ракет в них и выходу пусковой установки из строя.In case of premature unauthorized operation of the separation chamber, the pressure in the volume formed by the walls of the nozzle of the main starting engine and the front of the primary starting thruster can exceed the fracture pressure of the nozzle membrane of the main starting engine, while the combustion products of the charge of the separation chamber ignite the charge of the main starting engine. In the event that the main starting engine is triggered during the rocket movement with the primary primary thruster starting engine in the TPK, the combustion products of the charge of the main starting engine will expire in a closed volume between the nozzle walls of the main starting engine and the front of the primary thruster. In the absence of flow from the specified closed volume, the pressure in the combustion chamber of the main starting engine will exceed the structural failure pressure. At the same time, the main starting engine in the TPK will break and the rocket will be destroyed, which will lead not only to the failure of the combat mission, but also to damage to the neighboring TPK and the missiles in them and the launch of the launcher out of order.
Снижение давления в объеме, образованном стенками сопла основного стартового двигателя и передней частью первичного стартового двигателя малой тяги, может быть обеспечено за счет его увеличения после разрушения разрывных элементов. Однако при выполнении разрывных элементов с малым усилием разрыва давление в указанном объеме при нормальной работе камеры отделения будет низким, что не позволит получить высокую скорость отделения, в результате чего первичный стартовый двигатель малой тяги может попасть в струю работающего основного стартового двигателя и попасть в пусковую установку, повредив при этом приборы системы управления, расположенные на пусковой установке. Кроме того, разрывные элементы с малым усилием разрушения не обеспечивают надежного удержания в состыкованном состоянии ракеты с первичным стартовым двигателем малой тяги исходя из условия обеспечения прочности при эксплуатационных нагрузках (например, транспортировании, сборке).Pressure reduction in the volume formed by the walls of the nozzle of the main starting engine and the front of the primary starting thruster, can be achieved by increasing it after the destruction of the explosive elements. However, when performing discontinuous elements with a low tensile force, the pressure in the indicated volume during normal operation of the separation chamber will be low, which will not allow to obtain a high separation speed, as a result of which the primary thrust starting engine can get into the jet of the main starting engine and get into the launcher while damaging the control system instruments located on the launcher. In addition, explosive elements with a low fracture force do not provide reliable holding in a docked state of a rocket with a primary thrust starting engine on the basis of conditions for ensuring strength under operational loads (for example, transportation, assembly).
Увеличение прочности разрывных элементов приводит к увеличению траекторных возмущений в момент отделения первичного стартового двигателя малой тяги, что может привести к выходу ракеты из поля зрения системы управления.An increase in the strength of the explosive elements leads to an increase in trajectory disturbances at the time of separation of the primary thruster, which can lead to the missile leaving the field of view of the control system.
Задачей предлагаемого изобретения является обеспечение безопасности пусковой установки в случае несанкционированного преждевременного срабатывания камеры отделения первичного стартового двигателя малой тяги при движении ракеты по транспортно-пусковому контейнеру.The objective of the invention is to ensure the safety of the launcher in the event of unauthorized premature operation of the compartment chamber of the primary starting thruster when the rocket moves along the transport-launch container.
Поставленная задача достигается тем, что в предлагаемом способе обеспечения безопасности пусковой установки при стрельбе ракетой, включающем разгон ракеты первичным стартовым двигателем малой тяги, отделяемым на траектории после окончания его работы, новым является то, что при несанкционированном преждевременном срабатывании системы отделения первичного стартового двигателя малой тяги его отделение начинают в транспортно-пусковом контейнере, заполняют полость, образованную наружной поверхностью первичного стартового двигателя и внутренней поверхностью раструба сопла и мембраной основного стартового двигателя, продуктами сгорания заряда камеры отделения, обеспечивают срез предохранительного пояска на закрепленном стыке первичного стартового двигателя малой тяги и основного стартового двигателя, отделяют основной стартовый двигатель с маршевой ступенью и перемещают их относительно первичного стартового двигателя малой тяги. Продукты сгорания заряда камеры отделения сбрасывают в полость, образованную внутренней поверхностью транспортно-пускового контейнера и наружной поверхностью основного стартового двигателя, с последующим их вытеснением наседающим первичным стартовым двигателем малой тяги в пустоты между внутренней поверхностью транспортно-пускового контейнера и наружной поверхностью основного стартового двигателя и маршевой ступени в направлении движения ракеты, обеспечивая безопасный выход основного стартового двигателя с маршевой ступенью и первичного стартового двигателя малой тяги из транспортно-пускового контейнера.The problem is achieved in that in the proposed method for ensuring the safety of the launcher when firing a rocket, which includes accelerating the rocket with the primary small thrust starting engine, separated on the trajectory after the end of its operation, the new thing is that with unauthorized premature operation of the separation system of the primary small thrust starting engine its separation begins in the transport and launch container, fill the cavity formed by the outer surface of the primary starting engine and the inner surface of the nozzle socket and the membrane of the main starting engine, the products of combustion of the charge of the separation chamber, provide a cut of the safety belt at the fixed junction of the primary starting thruster and the main starting engine, separate the main starting engine with the marching stage and move them relative to the primary starting thruster. The products of combustion of the charge of the compartment chamber are discharged into the cavity formed by the inner surface of the transport and launch container and the outer surface of the main launch engine, followed by their displacement by the primary thrust starting engine into the voids between the inner surface of the transport and launch container and the outer surface of the main launch engine and the main stages in the direction of rocket movement, providing a safe exit of the main launch engine with a march stage and primary thruster starting engine from the transport and launch container.
Способ реализуется ракетой, размещенной в транспортно-пусковом контейнере, содержащей маршевую ступень, основной стартовый двигатель, первичный стартовый двигатель малой тяги, установленный в выходной части сопла основного стартового двигателя и скрепленный с ним разрывными элементами, и камеру отделения с пороховым зарядом и лучевым воспламенителем замедленного действия, в которую в отличие от прототипа дополнительно введено устройство фиксации, скрепляющее основной стартовый двигатель и первичный стартовый двигатель малой тяги, автоматически раскрывающееся после выхода ракеты из транспортно-пускового контейнера и представляющее собой кольцевую проточку с ослабленным сечением, образованную на наружной поверхности выходной части сопла основного стартового двигателя, при этом первичный стартовый двигатель малой тяги скреплен с основным стартовым двигателем разрезными резьбовыми полукольцами, наружный диаметр которых совпадает с внутренним диаметром транспортно-пускового контейнера и на торце которых со стороны стартового двигателя выполнен трапециевидный зацеп, входящий в кольцевую проточку на наружной поверхности выходной части сопла основного стартового двигателя. Полукольца зафиксированы с помощью цилиндрического бандажа, установленного на их наружную поверхность, при этом бандаж зафиксирован на полукольцах радиально расположенными срезными элементами и размещен в диаметральном уширении транспортно-пускового контейнера. Выходная часть сопла основного стартового двигателя может быть выполнена из металла. Радиально расположенные срезные элементы могут быть выполнены из полимерного эластичного материала.The method is implemented by a rocket located in a transport and launch container containing a marching stage, a main starting engine, a primary thrust starting engine installed in the output part of the nozzle of the main starting engine and fastened with explosive elements thereto, and a separation chamber with a powder charge and a delayed igniter an action in which, in contrast to the prototype, a locking device is additionally introduced that fastens the main starting engine and the primary thruster, it automatically opens after the rocket leaves the transport and launch container and is an annular groove with a weakened cross section formed on the outer surface of the nozzle exit part of the main starting engine, while the primary small thrust engine is fastened to the main starting engine by split threaded half rings, the outer diameter of which coincides with an inner diameter of the transport and launch container and at the end of which are trapezoidal on the side of the starting engine hook and belongs to an annular groove on the outer surface of the outlet portion of the nozzle main engine starting. The half rings are fixed with a cylindrical bandage mounted on their outer surface, while the bandage is fixed on half rings with radially arranged shear elements and placed in the diametrical broadening of the transport and launch container. The output of the nozzle of the main starting engine can be made of metal. Radially located shear elements can be made of a polymer elastic material.
Совокупность конструктивных элементов, их исполнение и взаимное расположение позволяют:The combination of structural elements, their execution and relative position allows:
- обеспечить надежную стыковку первичного стартового двигателя малой тяги с основным стартовым двигателем при хранении, транспортировании, погрузочно-разгрузочных работах и при движении ракеты по транспортно-пусковому контейнеру во время стрельбы за счет конструктивного исполнения разрезных резьбовых полуколец. Трапециевидный зацеп, входящий в кольцевую проточку на наружной поверхности выходной части сопла стартового двигателя, обеспечивает при сборке первичного стартового двигателя и основного стартового двигателя отсутствие люфта по месту их стыковки по торцу, что обеспечивает жесткость ракеты. Бандаж, установленный на наружную поверхность полуколец, исключает возможность их отделения от стыковочного узла в процессе сборки, хранения, транспортирования и при проведении погрузочно-разгрузочных работ. После начала движения ракеты благодаря опорному выступу диаметрального уширения на транспортно-пусковом контейнере бандаж остается на месте, расфиксируя резьбовые полукольца после срезания радиально расположенных срезных элементов, выполненных из полимерного эластичного материала. При движении по контейнеру полукольца удерживаются его стенками, а после выхода стыковочного узла за дульный срез ТПК отделяются. На траектории первичный стартовый двигатель малой тяги удерживается на выходной части сопла основного стартового двигателя за счет своей тяги и разрывных элементов.- to ensure reliable docking of the primary thruster with the main engine during storage, transportation, loading and unloading and when the rocket moves along the transport and launch container during firing due to the design of split threaded half rings. The trapezoidal hook, which enters the annular groove on the outer surface of the output part of the nozzle of the starting engine, ensures that when the primary starting engine and the main starting engine are assembled, there is no backlash at the point of their docking at the end, which ensures the rigidity of the rocket. The bandage installed on the outer surface of the half rings eliminates the possibility of their separation from the docking station during assembly, storage, transportation and during loading and unloading. After the rocket begins to move, thanks to the support protrusion of the diametric broadening on the transport and launch container, the bandage remains in place, unlocking the threaded half rings after cutting off the radially located shear elements made of a polymer elastic material. When moving along the container, the half rings are held by its walls, and after the docking unit leaves the muzzle, the TPKs are separated. On the trajectory, the primary thrust starting engine is held at the output of the nozzle of the main starting engine due to its thrust and explosive elements.
- обеспечить безопасность пусковой установки в случае несанкционированного преждевременного срабатывания камеры отделения первичного стартового двигателя малой тяги при движении ракеты по транспортно-пусковому контейнеру за счет кольцевой проточки с ослабленным сечением, выполненной на наружной поверхности выходной части сопла стартового двигателя. Геометрические размеры проточки выбираются так, чтобы усилие разрушения выходной части сопла по проточке было меньше усилия разрушения герметизирующей мембраны основного стартового двигателя. В этом случае при несанкционированном преждевременном срабатывании камеры отделения и увеличении давления в объеме между стенками сопла основного стартового двигателя, стенками ТПК и передней частью первичного стартового двигателя малой тяги произойдет разрушение кольцевой проточки по ослабленному сечению. Первичный стартовый двигатель малой тяги начнет тормозиться. Под действием давления продуктов сгорания заряда камеры отделения ракета будет перемещаться вперед относительно первичного стартового двигателя малой тяги. Давление в постоянно увеличивающемся объеме между стенками сопла основного стартового двигателя, стенками ТПК и передней частью первичного стартового двигателя малой тяги в этом случае будет уменьшаться. При снижении давления первичный стартовый двигатель малой тяги начнет догонять ракету, вытесняя продукты сгорания в полость, образованную внутренней поверхностью транспортно-пускового контейнера и наружной поверхностью основного стартового двигателя, с последующим их вытеснением в пустоты между внутренней поверхностью ТПК и наружной поверхностью основного стартового двигателя и маршевой ступени в направлении движения ракеты. Ракета вылетит из ТПК с уже отстыкованным первичным стартовым двигателем малой тяги, который после прекращения работы отделится от ракеты под действием силы тяжести и аэродинамического сопротивления с относительно малой скоростью. В этом случае с целью обеспечения безопасности пусковой установки основной стартовый двигатель не включают и ракета падает перед пусковой установкой на безопасном расстоянии, после чего комплекс может продолжать вести стрельбу.- to ensure the safety of the launcher in the event of unauthorized premature operation of the separation chamber of the primary small thruster starting engine when the rocket moves along the transport and launch container due to an annular groove with a weakened cross section made on the outer surface of the outlet part of the starting engine nozzle. The geometrical dimensions of the groove are selected so that the fracture force of the nozzle exit portion along the groove is less than the fracture force of the sealing membrane of the main starting engine. In this case, with unauthorized premature operation of the separation chamber and an increase in pressure in the volume between the walls of the nozzle of the main starting engine, the walls of the TPK and the front of the primary starting thruster, the annular groove will be destroyed along the weakened section. The prime throttle starting engine will start to slow down. Under the influence of the pressure of the combustion products, the charge of the separation chamber rocket will move forward relative to the primary thruster. The pressure in the constantly increasing volume between the walls of the nozzle of the main starting engine, the walls of the TPK and the front of the primary starting thruster will decrease in this case. When the pressure decreases, the primary thruster starts to catch up with the rocket, displacing combustion products into the cavity formed by the inner surface of the transport and launch container and the outer surface of the main launch engine, followed by their displacement into voids between the inner surface of the TPK and the outer surface of the main launch engine and the march steps in the direction of rocket movement. The rocket will fly out of the TPK with the primary thrust starting engine already undocked, which, after cessation of operation, will separate from the rocket under the influence of gravity and aerodynamic drag at a relatively low speed. In this case, in order to ensure the safety of the launcher, the main starting engine is not turned on and the rocket falls in front of the launcher at a safe distance, after which the complex can continue to fire.
Сущность изобретения поясняется графическими материалами:The invention is illustrated graphic materials:
- схемой движения ракеты по ТПК в случае несанкционированного преждевременного срабатывания системы отделения и срабатывания устройства фиксации, представленной на фиг.1;- scheme of rocket movement on the TPK in case of unauthorized premature operation of the separation system and the operation of the locking device shown in figure 1;
- схемами, поясняющими предлагаемый способ и представляющими последовательность совершаемых действий, представленными на фиг.2, 3, 4;- diagrams explaining the proposed method and representing the sequence of actions performed, presented in figure 2, 3, 4;
- схемой движения ракеты после выхода из ТПК в случае несанкционированного преждевременного срабатывания системы отделения и срабатывания устройства фиксации, представленной на фиг.5;- rocket movement pattern after exiting the TPK in case of unauthorized premature operation of the separation system and the operation of the locking device shown in Fig.5;
- схемой ракеты в транспортно-пусковом контейнере, представленной на фиг.6, и- a diagram of the rocket in the transport and launch container shown in Fig.6, and
- схемой узла стыковки первичного стартового двигателя малой тяги с основным стартовым двигателем, представленной на фиг.7.- a diagram of the connection node of the primary starting thruster with the main starting engine, shown in Fig.7.
Предлагаемая ракета состоит из маршевой ступени 1, стартового двигателя 3, первичного стартового двигателя малой тяги 4 с камерой отделения 5, установленного на разрывных элементах в выходной части 6 сопла стартового двигателя 3, и размещена в транспортно-пусковом контейнере 2. На наружной поверхности выходной части 6 сопла стартового двигателя 3, выполненной из металла, образована кольцевая проточка 7 с ослабленным сечением. Первичный стартовый двигатель малой тяги 4 скреплен со стартовым двигателем разрезными резьбовыми полукольцами 10, на торце которых со стороны основного стартового двигателя выполнен трапециевидный зацеп 8, входящий в кольцевую проточку 7 на наружной поверхности выходной части 6 сопла стартового двигателя 3. Полукольца зафиксированы с помощью бандажа 9, установленного на наружную поверхность разрезных полуколец 10, при этом бандаж размещен в диаметральном уширении 11 транспортно-пускового контейнера 2. Бандаж 9 зафиксирован на полукольцах 10 радиально расположенными срезными элементами 12, выполненными преимущественно из полимерного эластичного материала.The proposed rocket consists of a
Работа предлагаемой конструкции осуществляется следующим образом.The work of the proposed design is as follows.
После включения первичного стартового двигателя малой тяги 4 ракета начинает движение по контейнеру 2. Разрезные полукольца 10 выходят из-под фиксирующего бандажа 9 и при движении ракеты по ТПК удерживаются в сжатом состоянии его стенками. После выхода ракеты из контейнера 2 полукольца 10 отделяются от нее. На траектории первичный стартовый двигатель малой тяги 4 удерживается на выходной части 6 сопла основного стартового двигателя 3 за счет своей тяги и разрывных элементов. После прекращения работы первичный стартовый двигатель малой тяги 4 отделяется от ракеты с помощью камеры отделения 5, ракета продолжает полет к цели. Таким образом, при нормальной работе при движении ракеты по транспортно-пусковому контейнеру дополнительно фиксируют стык между основным стартовым двигателем и первичным стартовым двигателем малой тяги, а после выхода ракеты из транспортно-пускового контейнера обеспечивают его автоматическую расфиксацию.After turning on the primary
В случае аварийного срабатывания камеры отделения 5 во время движения ракеты по транспортно-пусковому контейнеру 2 происходит разрушение кольцевой проточки 7 по ослабленному сечению, объем между стенками сопла основного стартового двигателя 3, стенками ТПК 2 и передней частью первичного стартового двигателя малой тяги 4 увеличивается за счет относительного перемещения ракеты, давление в нем в этом случае не превышает давления разрушения герметизирующей мембраны основного стартового двигателя 3, что исключит возможность его срабатывания в транспортно-пусковом контейнере 2. Ракета вылетает из ТПК с уже отстыкованным первичным стартовым двигателем малой тяги 4, который после прекращения работы отделяется от ракеты с маленькой скоростью. В этом случае с целью обеспечения безопасности пусковой установки основной стартовый двигатель 3 не включают и ракета падает перед пусковой установкой на безопасном расстоянии, после чего комплекс может продолжать вести стрельбу.In the event of an emergency operation of the
Размеры элементов предлагаемой конструкции выбираются в каждом конкретном случае расчетным путем и уточняются в процессе отработки.The sizes of the elements of the proposed design are selected in each case by calculation and are specified in the development process.
Таким образом, предлагаемое техническое решение позволит обеспечить безопасность пусковой установки в случае несанкционированного преждевременного срабатывания камеры отделения первичного стартового двигателя малой тяги при движении ракеты по транспортно-пусковому контейнеру.Thus, the proposed technical solution will ensure the safety of the launcher in the event of unauthorized premature operation of the separation chamber of the primary small thrust starting engine when the rocket moves along the transport and launch container.
Источники информацииSources of information
1. Патент RU № 2191985 от 09.01.2001 г., опубликован 27.10.2002 г., бюл. № 30 - прототип.1. Patent RU No. 2191985 dated January 9, 2001, published October 27, 2002, bull. No. 30 is a prototype.
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003113380/02A RU2248521C2 (en) | 2003-05-06 | 2003-05-06 | Method for providing for safety of launcher at rocket firing and rocket for its realization |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003113380/02A RU2248521C2 (en) | 2003-05-06 | 2003-05-06 | Method for providing for safety of launcher at rocket firing and rocket for its realization |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2003113380A RU2003113380A (en) | 2004-12-27 |
| RU2248521C2 true RU2248521C2 (en) | 2005-03-20 |
Family
ID=35454394
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2003113380/02A RU2248521C2 (en) | 2003-05-06 | 2003-05-06 | Method for providing for safety of launcher at rocket firing and rocket for its realization |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2248521C2 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN106853871A (en) * | 2015-12-08 | 2017-06-16 | 上海机电工程研究所 | A kind of wedge lock separating mechanism |
-
2003
- 2003-05-06 RU RU2003113380/02A patent/RU2248521C2/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Ж-л "Авиапанорама", 1999, сентябрь-октябрь, с. 56, 57. * |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN106853871A (en) * | 2015-12-08 | 2017-06-16 | 上海机电工程研究所 | A kind of wedge lock separating mechanism |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6234082B1 (en) | Large-caliber long-range field artillery projectile | |
| US7207254B2 (en) | Launching of missiles | |
| US9134098B1 (en) | Countermeasure system and method for defeating incoming projectiles | |
| US3903804A (en) | Rocket-propelled cluster weapon | |
| EP1342981B9 (en) | Gun-launched rocket | |
| US4744301A (en) | Safer and simpler cluster bomb | |
| US6502528B1 (en) | Pressure-balanced gas turbine underwater launcher | |
| EP1185836B1 (en) | Translation and locking mechanism in missile | |
| US5668341A (en) | Silent mortar propulsion system | |
| US9188417B2 (en) | Separable sabot for launching payload | |
| RU2248521C2 (en) | Method for providing for safety of launcher at rocket firing and rocket for its realization | |
| US5892217A (en) | Lock and slide mechanism for tube launched projectiles | |
| IL179902A (en) | Projectile, in particular an anti-infrastructure penetrating bomb | |
| US5492064A (en) | Propellant gas sealing device for gun munitions | |
| RU2513052C2 (en) | Solid-propellant rocket engine to withdraw rocket jettisonable parts | |
| RU2631958C1 (en) | Reactive engine, method for shooting with rocket ammunition and rocket ammunition | |
| US3705550A (en) | Solid rocket thrust termination device | |
| WO1994023265A1 (en) | A method and an apparatus for imparting to an airborn warhead a desired pattern of movement | |
| RU2230288C1 (en) | Separating jet projectile | |
| RU2551181C2 (en) | Method for obtaining additional pulse of missile thrust, and inter-stage accelerator for its implementation (versions) | |
| RU2459176C1 (en) | Multifunctional compartment to separate projectiles | |
| RU2166177C1 (en) | Cassette nose cone | |
| RU2422760C1 (en) | Bicalibre controlled missile | |
| EP1337750B1 (en) | Method and device for a multiple step rocket | |
| RU2785835C1 (en) | Method for increasing the flight range of an artillery projectile with a rocket-ramjet engine and an artillery projectile implementing it (options) |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20070507 |