RU2362112C1

RU2362112C1 - Missile

Info

Publication number: RU2362112C1
Application number: RU2008122125/02A
Authority: RU
Inventors: Владимир Маркович Кузнецов (RU); Владимир Маркович Кузнецов; Анатолий Сергеевич Капустин (RU); Анатолий Сергеевич Капустин; Валерий Викторович Филиппов (RU); Валерий Викторович Филиппов
Original assignee: Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения"
Priority date: 2008-06-02
Filing date: 2008-06-02
Publication date: 2009-07-20

Abstract

FIELD: weapons.

SUBSTANCE: invention relates to missiles and can be used in small-size missiles with jettisonable booster. Proposed missile incorporates jettisonable booster with engine, sustainer arranged in adapter bulkhead attached on the engine, gas generator and piston. The said sustainer is locked by blow-out elements, its housing being made with tapered thickening towards rear end face. Piston representing asymmetric convex plate is arranged between the sustainer and gas generator to move jointly with the former in separation of missile stages. Aforesaid piston is locked by split ring, partially deepened into gas generator and fastened on adapter bulkhead. Note that a sleeve is arranged between gas generator and engine.

EFFECT: simpler design and higher reliability.

3 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в малогабаритных ракетах с отделяемой стартовой ступенью.The invention relates to the field of rocketry and can be used in small-sized missiles with a detachable launch stage.

Известна двухступенчатая ракета с отделяемой стартовой ступенью, см. патент РФ 2284457 от 08.02.2005. МПК⁷ F42B 15/00, принятая нами за прототип.Known two-stage rocket with a detachable starting stage, see RF patent 2284457 from 08.02.2005. IPC ⁷ F42B 15/00, adopted by us for the prototype.

Ракета содержит отделяемую стартовую ступень с двигателем, переходный шпангоут, маршевую ступень (МС) с насадком, закрепленным на торце кормового отсека с помощью зацепов и зафиксированным от продольного перемещения разрезной гайкой, в насадке с обтюрацией размещен газогенератор, изолированный от кормового отсека поршнем, при этом наружная часть насадка снабжена ступенчатой кольцевой канавкой, более глубокая часть которой заполнена кольцевыми секциями из материала, менее прочного, чем материал насадка и переходного шпангоута. Внутренняя часть переходного шпангоута снабжена кольцевой канавкой с глубиной, не меньшей, чем перепад ступеней ступенчатой канавки и отстоящей от ступенчатой канавки на расстоянии, не меньшем пути перемещения зацепов в переходном шпангоуте до их освобождения и не большем пути перемещения газогенератора в насадке после его освобождения разрезной гайкой. Причем переходный шпангоут снабжен коническим сбегом от внутренней поверхности к кольцевой канавке, а под каждой кольцевой секцией в насадке выполнены сквозные отверстия.The missile contains a detachable starting stage with an engine, a transition frame, a marching stage (MC) with a nozzle fixed to the end of the aft compartment with hooks and fixed from the longitudinal movement by a split nut, a gas generator insulated from the aft compartment by a piston is placed in the obturation nozzle, while the outer part of the nozzle is equipped with a stepped annular groove, the deeper part of which is filled with annular sections of a material less durable than the material of the nozzle and the transition frame. The inner part of the transition frame is equipped with an annular groove with a depth not less than the step difference of the stepped groove and spaced from the stepped groove at a distance not less than the path of the hooks in the transition frame before they are released and not more than the path of the gas generator in the nozzle after it is released with a split nut . Moreover, the transition frame is equipped with a conical run from the inner surface to the annular groove, and through holes are made under each annular section in the nozzle.

Основным недостатком приведенного устройства является сложность конструкции.The main disadvantage of this device is the design complexity.

Задачей предлагаемого технического решения является упрощение конструкции ракеты с повышением надежности и безотказности работы.The objective of the proposed technical solution is to simplify the design of the rocket with increased reliability and uptime.

Для решения поставленной задачи в известной ракете, содержащей отделяемую стартовую ступень с двигателем, маршевую ступень, установленную в переходном шпангоуте, закрепленном на двигателе, газогенератор и поршень, маршевая ступень зафиксирована разрушаемыми элементами, корпус ее снабжен коническим обнижением к торцу кормовой части, при этом поршень выполнен в виде несимметрично выпуклой пластины, установлен между маршевой ступенью и газогенератором с возможностью совместного перемещения с маршевой ступенью, зафиксирован разъемным кольцом, частично в него погруженным и закрепленным на переходном шпангоуте, а между газогенератором и двигателем враспор установлена втулка.To solve the problem in a well-known rocket containing a detachable starting stage with an engine, a marching stage installed in the transition frame mounted on the engine, a gas generator and a piston, the marching stage is fixed by destructible elements, its body is equipped with a conical lowering to the end of the aft part, while the piston made in the form of an asymmetrically convex plate, mounted between the march stage and the gas generator with the possibility of joint movement with the march stage, fixed detachable sealing rings, partly immersed into it and fixed to the transition frames, and a sleeve between the gas generator and the motor vraspor.

Сущность предложенного технического решения заключается в том, что в 2-ступенчатой ракете, содержащей маршевую ступень, отделяемую стартовую ступень с двигателем, переходный шпангоут, закрепленный на двигателе, газогенератор и поршень, маршевая ступень зафиксирована стопорными элементами, корпус ее снабжен коническим обнижением к торцу кормовой части. При этом поршень установлен между маршевой ступенью и газогенератором с возможностью совместного перемещения с маршевой ступенью. Причем до установки МС на стартовую ступень поршень фиксируется разъемным кольцом, частично в него погруженным и закрепленным на переходном шпангоуте. В полете МС стартовой перегрузкой прижимается к поршню, который опирается на газогенератор, удерживаемый от перемещения втулкой, установленной враспор между ним и двигателем. При разделении ступеней под действием давления газа газогенератора поршень срезает разъемное кольцо и, перемещаясь с МС, разрушает стопорные элементы. Кроме того, решены проблемные вопросы удаления фрагментов с линии связи (визирования) бортовой аппаратуры (БАУ) с наземной аппаратурой управления (НАУ) ракетой после отделении стартовой ступени за счет установки подвижного поршня большего диаметра на торце меньшего диаметра кормовой части ракеты.The essence of the proposed technical solution lies in the fact that in a 2-stage rocket containing a marching stage, a detachable starting stage with an engine, a transitional frame mounted on the engine, a gas generator and a piston, the marching stage is fixed by stop elements, its hull is equipped with a conical lowering to the aft end parts. In this case, the piston is installed between the sustainer stage and the gas generator with the possibility of joint movement with the sustainer stage. Moreover, before the MS is installed on the starting stage, the piston is fixed with a split ring, partially immersed in it and fixed to the transition frame. In flight, the MS is loaded with the starting overload against the piston, which rests on the gas generator, which is kept from moving by the sleeve, which is installed in opposition between it and the engine. When the steps are separated under the action of gas pressure of the gas generator, the piston cuts off the split ring and, moving with the MC, destroys the locking elements. In addition, the problematic issues of removing fragments from the communication line (sighting) of the onboard equipment (BAU) with the ground control equipment (NAU) of the rocket after separation of the launch stage due to the installation of a larger moving piston at the end of the smaller diameter of the aft rocket were solved.

Предложенная конструкция ракеты и особенности ее работы поясняются чертежами, где на фиг.1 изображена 2-ступенчатая ракета, содержащая отделяемую стартовую ступень с двигателем 1, маршевую ступень 2, переходный отсек 3. На фиг.2 показан вид А, с фиг.1 в исходном состоянии; на фиг.3 - тот же вид по окончании работы двигателя.The proposed design of the rocket and the features of its operation are illustrated by drawings, in which Fig. 1 shows a 2-stage rocket containing a detachable launch stage with engine 1, march stage 2, transition compartment 3. Figure 2 shows view A, figure 1 in initial condition; figure 3 is the same view at the end of the engine.

На фиг.2 (вид А, с фиг.1) подробно изображено предложенное техническое решение. Базовым элементом переходного отсека является переходный шпангоут 4, в котором маршевая ступень зафиксирована разрушаемыми элементами 5, выполненными в виде стопорных винтов. Корпус МС снабжен коническим обнижением 6 к торцу 7 кормовой части. Поршень 8 выполнен в виде несимметрично выпуклой пластины, установлен между маршевой ступенью и газогенератором 9 с возможностью совместного перемещения с маршевой ступенью при разделении ступеней и зафиксирован разъемным кольцом 10, частично в него погруженным и закрепленным на переходном шпангоуте 10 винтами 11, а между газогенератором и двигателем враспор установлена втулка 12. Переходный шпангоут неподвижно закреплен на двигателе гайкой 13, сориентирован штифтом 14 и укрыт аэродинамическим обтекателем 15, который удерживается стопорным винтом 16.Figure 2 (view A, figure 1) shows in detail the proposed technical solution. The basic element of the transition compartment is the transition frame 4, in which the mid-stage is fixed by destructible elements 5, made in the form of locking screws. The housing MS is equipped with a conical lowering 6 to the end 7 of the aft. The piston 8 is made in the form of an asymmetrically convex plate, mounted between the march stage and the gas generator 9 with the possibility of joint movement with the march stage when separating the stages, and is fixed with a split ring 10, partially inserted into it and fixed on the transition frame 10 by screws 11, and between the gas generator and the engine abruptly, the sleeve 12 is installed. The transitional frame is fixedly fixed to the engine by a nut 13, is oriented by a pin 14 and is covered by an aerodynamic fairing 15, which is held by the locking screw 16.

Предложенное устройство работает следующим образом. При движении ракеты МС 2 центрируется в переходном шпангоуте 4 стопорными винтами 5 и прижимается стартовой перегрузкой к поршню 8, который опирается на газогенератор 9, удерживаемый от перемещения втулкой 12, установленной враспор между ним и двигателем 1. По окончании работы двигателя по команде на разделение ступеней газогенератор 9 накачивает газ в полость между ним и поршнем 8. При достижении расчетного давления срезается разъемное кольцо 10, удерживающее поршень 8, при дальнейшем движении с МС 2 срезаются стопорные винты 5 и МС выталкивается из переходного шпангоута 4. После выхода поршня 8 за пределы переходного шпангоута 4 газ стравливается в атмосферу, а скоростной напор воздуха, воздействуя на выступающую над кормовым обнижением ракеты часть поршня, затормозит его. Поршень отходит от торца ракеты, в результате скоростной напор воздуха станет воздействовать на всю поперечную площадь поршня, который, стремясь занять положение наименьшего сопротивления, повернется ребром к воздушному потоку, однако, имея несимметрично выпуклую форму, изменит траекторию движения и, отклоняясь от траектории ракеты, освободит линию связи НАУ-БАУ.The proposed device operates as follows. When the rocket moves, the MS 2 is centered in the transition frame 4 by the locking screws 5 and pressed by the starting overload to the piston 8, which rests on the gas generator 9, which is kept from moving by the sleeve 12, which is installed in opposition between it and engine 1. At the end of the engine’s operation, by the command to separate the steps the gas generator 9 pumps gas into the cavity between it and the piston 8. When the design pressure is reached, the detachable ring 10 holding the piston 8 is cut off, with further movement from the MS 2, the locking screws 5 are cut off and the MS pushes from the transition frame 4. After the piston 8 leaves the transition frame 4, the gas is vented to the atmosphere, and the high-pressure air pressure, acting on the part of the piston that protrudes above the rocket’s undermining, will slow it down. The piston moves away from the end of the rocket, as a result, the high-pressure air pressure will affect the entire transverse area of the piston, which, trying to occupy the position of least resistance, will turn edge to air flow, however, having an asymmetric convex shape, it will change the trajectory of movement and, deviating from the trajectory of the rocket, will release the communication line NAU-BAU.

Таким образом, предложенное техническое решение существенно упрощает конструкцию ракеты, в сравнении с прототипом, за счет установки поршня между маршевой ступенью и газогенератором с возможностью совместного перемещения с маршевой ступенью при закреплении газогенератора враспор между переходным шпангоутом и двигателем. Кроме того, решен вопрос увода поршня с линии связи НАУ-БАУ за счет выполнения поршня несимметрично выпуклой формы с превышением диаметра над диаметром кормовой части МС.Thus, the proposed technical solution significantly simplifies the design of the rocket, in comparison with the prototype, due to the installation of a piston between the march stage and the gas generator with the possibility of joint movement with the march stage when fixing the gas generator in opposition between the transition frame and the engine. In addition, the issue of the removal of the piston from the NAU-BAU communication line due to the execution of a piston with an asymmetrically convex shape with an excess of diameter over the diameter of the stern of the MS was solved.

Claims

A rocket containing a detachable starting stage with an engine, a marching stage installed in a transition frame mounted on the engine, a gas generator and a piston, characterized in that the marching stage is fixed by destructible elements, its housing is made with a conical lowering to the end of the aft, while the piston is made in the form of an asymmetrically convex plate, installed between the march stage and the gas generator with the possibility of joint movement with the march stage when separating the stages and the connector is fixed ring, partially immersed in the gas generator and mounted on the transitional frame, and between the gas generator and the engine mounted sleeve.