RU2279629C2 - Ракета - Google Patents

Abstract

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в конструкции малогабаритных ракетных комплексов. Ракета содержит отделяемый двигатель с посадочным гнездом, в котором размещен подвижный поршень, охватывающий по наружному диаметру кормовую часть маршевой ступени ракеты и взаимодействующий с упором, выполненным в передней части посадочного гнезда. Поршень и кормовая часть маршевой ступени ракеты размещены внутри стакана, установленного в посадочном гнезде двигателя. На торцевой поверхности стакана выполнено осевое ступенчатое отверстие цилиндроконической формы. Упор выполнен в виде кольца с выступом на наружной поверхности, цилиндрической посадочной частью и коническим торцом, размещенными в цилиндрической части ступенчатого отверстия с образованием кольцевого зазора. Кольцо жестко соединено с двигателем посредством резьбового соединения. Реализация изобретения позволяет повысить надежность ракеты за счет уменьшения боковых возмущений при разделении, а также технологичность сборки ступеней. 2 ил.

Description

Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в конструкции малогабаритных ракетных комплексов.

Известен реактивный снаряд с отделяемым двигателем, содержащий маршевую ступень и двигатель с резьбовой втулкой в переднем торце, имеющей кольцевой упор на наружной поверхности, в которую установлен тонкостенный металлический стакан с кольцевым уступом, закрепленный на втулке накидной гайкой, при этом в дне стакана установлено воспламенительное устройство, а кормовая часть маршевой ступени размещена в стакане и частично утоплена в двигателе [патент RU № 2133444, МПК⁶ F 42 B 15/10, опубл. 20.07.1999 г., бюл. № 20].

Недостатками указанной конструкции, связанными, в основном, с использованием в ней тонкостенного металлического стакана с внутренним диаметром, равным калибру маршевой ступени, являются:

- необходимость упрочнения и соответственно утяжеления кормовой части маршевой ступени, воспринимающей нагрузку от давления в камере сгорания двигателя, передаваемую через тонкую стенку стакана, что приводит к ухудшению габаритно-массовых и баллистических характеристик снаряда;

- значительные возмущения, действующие на маршевую ступень при разделении, обусловленные наличием боковых сил, вызывающих разворот двигателя при отделении относительно направления движения и удар по кормовой части маршевой ступени в момент разделения, которые приводят к разрушению маршевой ступени при высоких скоростях полета. При этом на величину сил трения в узле разделения, противодействующих разделению и увеличивающих его время, оказывает влияние деформация тонкостенного стакана, увеличивающая контактную поверхность взаимодействия кормовой части и посадочного гнезда стакана, что увеличивает силу трения и возмущения в момент разделения, что, в свою очередь, вызывает увеличение угла атаки маршевой ступени за пределы допустимого, вследствие чего ракета выходит из луча управления.

Частично указанные недостатки устранены ракетой, выбранной прототипом настоящего предлагаемого изобретения и содержащей отделяемый двигатель, телескопически соединенный с кормовой частью маршевой ступени, которая снабжена охватывающим ее по наружному диаметру подвижным поршнем, выполненным с выступающим за торец маршевой ступени юбкой, при этом посадочное гнездо в передней части двигателя выполнено с упором, внутренний диаметр которого равен диаметру маршевой ступени, а поршень соединен с кормовой частью маршевой ступени разрывным элементом [патент RU № 2222771, МПК⁷ F 42 B 15/00, опубл. 27.01.2004 г., бюл. № 3].

Конструкция прототипа позволяет:

- исключить перекос маршевой ступени относительно посадочного гнезда двигателя при их разделении за счет упора и юбки подвижного поршня, увеличивающих длину посадки. При этом момент от управляющих сил передается только по двум цилиндрическим поверхностям, что исключает возможность контакта кормовой части маршевой ступени при ее изгибе со стенками посадочного гнезда и уменьшает силу трения и, в конечном счете, сокращает время разделения ступеней, уменьшая тем самым импульс боковых сил в момент разделения;

- упрочнить посадочное гнездо двигателя подвижным поршнем, что позволяет увеличить длину посадочного гнезда и выполнить его в камере сгорания двигателя без увеличения толщины стенок, а также увеличить глубину вдвижения маршевой ступени в двигатель и сократить тем самым длину ракеты.

Однако данная конструкция обладает следующими недостатками:

- при ударе юбки поршня в упор в момент разделения возможно попадание ее края в ходовой зазор между упором и корпусом маршевой ступени вследствие ее перекоса относительно гнезда в крайнем переднем положении, что увеличивает силу трения при разделении и соответственно снижает надежность ракеты в целом;

- низкая технологичность сборки ступеней, при которой установка подвижного поршня, разрывного элемента и узла фиксации на кормовую часть маршевой ступени производится со стороны сопловой части двигателя, что в случае использования двигателя с залитым в него зарядом - также и небезопасно.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности ракеты за счет уменьшения боковых возмущений при разделении, а также технологичности сборки ступеней.

Решение поставленной задачи достигается тем, что в ракете, содержащей отделяемый двигатель с посадочным гнездом, в котором размещен подвижный поршень, охватывающий по наружному диаметру кормовую часть маршевой ступени ракеты и взаимодействующий с упором, выполненным в передней части посадочного гнезда, поршень и кормовая часть маршевой ступени ракеты размещены внутри установленного в посадочном гнезде двигателя стакана, на торцевой поверхности которого выполнено осевое ступенчатое отверстие цилиндроконической формы, а упор выполнен в виде кольца с выступом на наружной поверхности, цилиндрической посадочной частью и коническим торцем, размещенными в цилиндрической части ступенчатого отверстия с образованием кольцевого зазора, при этом кольцо жестко соединено с двигателем посредством резьбового соединения.

Размещение поршня и кормовой части маршевой ступени ракеты внутри установленного в посадочном гнезде двигателя стакана позволяет проводить сборку узла разделения отдельно на кормовой части маршевой ступени ракеты, что значительно удобнее и соответственно технологичнее.

Выполнение упора в виде отдельного кольца с выступом на наружной поверхности, установленного цилиндрической посадочной частью в цилиндро-коническом отверстии стакана, обеспечивает технологию выполнения необходимой формы упорной поверхности, воспринимающей ударную нагрузку торца юбки поршня при разделении и обеспечивающей тем самым уменьшение сил трения и соответственно возмущений при разделении.

Выполнение кольцевого зазора между коническими поверхностями заднего торца кольца и отверстия стакана обеспечивает размещение в нем деформированного при ударе торца юбки поршня и исключает попадание его в ходовой зазор между упором и корпусом маршевой ступени, что уменьшает силу трения и соответственно возмущения.

Жесткое соединение кольца с двигателем посредством резьбового соединения обеспечивает выполнение операции стыковки ступеней как последней сборочной операции, что повышает технологичность и безопасность сборки.

Изобретение поясняется чертежом, на котором показаны:

- на фиг.1 - общий вид ракеты с продольным разрезом по посадочному гнезду двигателя в исходном положении;

- на фиг.2 - положение элементов ракеты в момент разделения ступеней.

Предлагаемая ракета содержит маршевую ступень 1 и двигатель 2, жестко соединенные с помощью узла фиксации - расфиксации 3. В передней части двигателя 2 выполнено посадочное гнездо 4 с установленным в нем стаканом 5, в котором размещена кормовая часть 6 маршевой ступени 1 с охватывающим ее по наружному диаметру подвижным поршнем 7, снабженным выступающей за торец маршевой ступени юбкой 8 и соединенным с маршевой ступенью разрывным элементом 9. В передней части стакана 5 выполнено осевое ступенчатое цилиндро-коническое отверстие 10, в котором размещена хвостовая часть кольца 12, охватывающего кормовую часть маршевой ступени по наружному диаметру и снабженного выступом 13 на наружной поверхности. С помощью резьбового кольца 14 через выступ 13 кольца и бурт 15 стакана 5 кольцо 12 жестко соединено с двигателем 2. Задний торец 16 хвостовой части кольца 12 выполнен коническим и образует кольцевой зазор 17 с задней стенкой 18 ступенчатого отверстия в торце стакана 5. Снаружи узел соединения закрыт переходным обтекателем 19.

Сборка ракеты производится в следующим порядке:

- на кормовую часть маршевой ступени 1 последовательно устанавливают переходный обтекатель 19, резьбовое кольцо 14, кольцо 12, поршень 7 с разрывным элементом 9, соединяющим маршевую ступень с поршнем;

- надвигают стакан 5 и закрепляют его на юбке 8 поршня 7 узлом фиксации - расфиксации 3;

- полученную сборку вдвигают в гнездо 4 снаряженного двигателя 2;

- затягивают резьбовое кольцо 14, закрепляющее стакан 5 и кольцо 12, и надвигают переходный обтекатель 19.

Работа предлагаемой конструкции осуществляется следующим образом.

На стартовом участке ракета летит с жестко соединенными между собой с помощью узла фиксации 3 маршевой ступенью 1 и отделяемым двигателем 2. В момент окончания работы двигателя срабатывает механизм расфиксации 3 и маршевая ступень 1, размещенная в подвижном поршне 7, и двигатель 2 начинают разделяться либо под действием разности аэродинамических сил, действующих на маршевую ступень и двигатель (пассивное разделение), либо под действием пиротехнического привода разделения, размещенного в юбке за поршнем (активное разделение). В момент удара поршня 7 о задний торец 16 кольца 12 происходит разрушение разрывного элемента 9 и отделение двигателя от маршевой ступени. При этом торец 16, выполненный коническим, обеспечивает не только остановку поршня 7 в момент выхода маршевой ступени из посадочного гнезда 20 стакана 5, но и исключает возможность попадания края 21 поршня 7 в зазор между кольцом 12 и корпусом маршевой ступени, обеспечивая его размещение (фиг.2) в кольцевом зазоре 17, что уменьшает силы трения по посадочному гнезду.

Таким образом, предлагаемое изобретение позволяет значительно повысить надежность ракеты и технологичность ее сборки.

Claims (1)

1. Ракета, содержащая отделяемый двигатель с посадочным гнездом, в котором размещен подвижный поршень, охватывающий по наружному диаметру кормовую часть маршевой ступени ракеты и взаимодействующий с упором, выполненным в передней части посадочного гнезда, отличающаяся тем, что поршень и кормовая часть маршевой ступени ракеты размещены внутри установленного в посадочном гнезде двигателя стакана, на торцевой поверхности которого выполнено осевое ступенчатое отверстие цилиндроконической формы, а упор выполнен в виде кольца с выступом на наружной поверхности, цилиндрической посадочной частью и коническим торцом, размещенными в цилиндрической части ступенчатого отверстия с образованием кольцевого зазора, при этом кольцо жестко соединено с двигателем.

Images