RU2401413C1 - Способ отделения разгонного двигателя бикалиберной ракеты и ракета для его реализации - Google Patents
Способ отделения разгонного двигателя бикалиберной ракеты и ракета для его реализации Download PDFInfo
- Publication number
- RU2401413C1 RU2401413C1 RU2009123501/02A RU2009123501A RU2401413C1 RU 2401413 C1 RU2401413 C1 RU 2401413C1 RU 2009123501/02 A RU2009123501/02 A RU 2009123501/02A RU 2009123501 A RU2009123501 A RU 2009123501A RU 2401413 C1 RU2401413 C1 RU 2401413C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- sustainer
- fairing
- accelerating engine
- stage
- rocket
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области вооружений. Технический результат - повышение надежности демпфирования возмущений маршевой ступени ракеты при разделении. Производят отделение разгонного двигателя, включающее демпфирование возмущающего момента, действующего на маршевую ступень посредством переходного обтекателя, установленного на кормовую часть маршевой ступени и состыкованного с передней частью разгонного двигателя. В момент отделения маршевой ступени от разгонного двигателя отстыковывают обтекатель от разгонного двигателя и перемещают его по кормовой части маршевой ступени сообщением ему продольного импульса силы в направлении полета. Затем силой набегающего потока воздуха перемещают обтекатель к заднему торцу маршевой ступени и сбрасывают. В случае наличия углов атаки маршевой ступени увеличивают силу трения обтекателя о кормовую часть маршевой ступени. Ракета содержит разгонный двигатель, телескопически установленный на кормовую часть маршевой ступени, поршень с пороховым зарядом и юбкой, охватывающей задний конец маршевой ступени, упор в передней части разгонного двигателя и переходной обтекатель, который установлен на кормовую часть маршевой ступени с образованием кольцевого зазора. Задний его торец поджат к упору посредством резьбового соединения, а на внутренней поверхности обтекателя выполнены кольцевые проточки, в которые установлены упругодеформируемые элементы из фрикционного материала. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение относится к области вооружений и может быть использовано в зенитных и противотанковых ракетных комплексах.
Известен способ разделения бикалиберной управляемой ракеты [патент РФ №2114382, МПК7 F42B 15/00, от 27.06.1998], выбранный в качестве прототипа, включающий операции выталкивания кормы маршевой ступени из посадочного гнезда двигателя и демпфирование возмущающего момента от боковых сил при разделении путем удара передней части двигателя по заднему торцу маршевой ступени в направлении, противоположном возмущению.
Недостатком данного способа разделения является то, что величина усилия при ударе передней части гнезда двигателя о торец маршевой ступени зависит от конструкции ракеты и мало связана с величиной возмущающей силы, демпфирующее усилие, создаваемое за счет удара, очень кратковременно и при высоких скоростях разделения может быть недостаточным для компенсации возмущений, а кроме того, применение способа возможно только для ракет со ступенчатой кормовой частью, что ухудшает компоновку внутренних блоков маршевой ступени.
В качестве прототипа, реализующего предложенный способ, выбрана ракета, содержащая отделяемый двигатель, поршень с пороховым зарядом и юбкой, упор в передней части двигателя и переходной обтекатель [патент РФ №2279629, МПК7 F42B 15/00, от 10.07.2006]. Усилие выталкивания из посадочного гнезда двигателя, действующее на корму маршевой ступени, осуществляется срабатыванием порохового заряда через поршень с юбкой, охватывающий ее по наружному диаметру. При ударе юбки поршня об упор происходит расстыковка маршевой ступени и двигателя. За счет кольцевого упора и юбки поршня уменьшаются контактные поверхности взаимодействия при движении кормы маршевой ступени в посадочном гнезде двигателя, что снижает величину сил трения, сокращает время разделения и уменьшает импульс боковых сил в момент разделения. Демпфирование возмущающего момента после разделения обеспечивается переходным обтекателем при сходе с кормы маршевой ступени, однако оно кратковременно и недостаточно, а при высоких скоростях полета в момент разделения из-за усилий набегающего потока воздуха переходной обтекатель может не расстыковаться с двигателем, и демпфирующее воздействие на маршевую ступень производиться не будет.
Задачей, решаемой предлагаемым изобретением, является повышение надежности демпфирования возмущений маршевой ступени ракеты при разделении.
Поставленная задача решается тем, что в известном способе отделения разгонного двигателя бикалиберной ракеты, включающем демпфирование возмущающего момента, действующего на маршевую ступень посредством переходного обтекателя, установленного на кормовую часть маршевой ступени и состыкованного с передней частью разгонного двигателя, новым является то, что в момент отделения маршевой ступени от разгонного двигателя отстыковывают обтекатель от разгонного двигателя и перемещают его по кормовой части маршевой ступени сообщением ему продольного импульса силы в направлении полета, после чего аэродинамической силой набегающего потока воздуха перемещают обтекатель к заднему торцу маршевой ступени и сбрасывают, причем в случае наличия углов атаки маршевой ступени увеличивают силу трения обтекателя о кормовую часть маршевой ступени.
Такой способ разделения обеспечивает временное увеличение запаса устойчивости маршевой ступени посредством аэродинамического демпфирования возмущающего момента, действующего на кормовую часть маршевой ступени после разделения переходным обтекателем.
Предлагаемое изобретение реализуется бикалиберной ракетой, содержащей разгонный двигатель, телескопически установленный на кормовую часть маршевой ступени, поршень с пороховым зарядом и юбкой, охватывающей задний конец маршевой ступени, упор в передней части разгонного двигателя и переходной обтекатель. Новым является то, что переходной обтекатель установлен на кормовую часть маршевой ступени с образованием кольцевого зазора, задний его торец поджат к упору посредством резьбового соединения, а на внутренней поверхности обтекателя выполнены кольцевые проточки, в которые установлены упругодеформируемые элементы из фрикционного материала.
Устройство обеспечивает перемещение обтекателя по кормовой части маршевой ступени в направлении полета под действием силового импульса, сообщаемого ему при ударе поршня об упор после воспламенения порохового заряда и передаваемого обтекателю за счет упругой деформации упора. Зазор между кормой маршевой ступени и обтекателем позволяет создавать перекос обтекателя при появлении угла атаки, что приводит к деформации упругих элементов, установленных в кольцевые проточки обтекателя, которые тормозят его сброс и позволяют увеличить трение и соответственно время его схода с кормовой части маршевой ступени под действием аэродинамических сил, что увеличивает время демпфирования.
Изобретение поясняется чертежами, где на фиг.1 изображена бикалиберная ракета до отделения разгонного двигателя, на фиг.2 изображен процесс отделения разгонного двигателя от маршевой ступени и демпфирования возмущающего момента.
Бикалиберная ракета содержит маршевую ступень 1 (фиг.1), кормовая часть которой телескопически установлена в разгонный двигатель 2, поршень 3 с пороховым зарядом 4 и юбкой 5, охватывающей задний конец маршевой ступени, упор 6 и переходной обтекатель 7. Переходной обтекатель установлен на кормовую часть маршевой ступени с кольцевым зазором 8, задний торец обтекателя поджат к упору резьбовым соединением 9, в кольцевые проточки 10 установлены упругодеформируемые элементы 11.
Отделение разгонного двигателя от маршевой ступени бикалиберной ракеты происходит следующим образом (см. фиг.2). После выгорания топлива в разгонном двигателе подается команда на воспламенение порохового заряда за поршнем, и избыточное давление начинает выбрасывать поршень и кормовую часть маршевой ступени из посадочного гнезда двигателя. Торец маршевой ступени, где обычно размещены приемопередающие устройства управляемой ракеты, защищен при этом поршнем от горячих пороховых газов, это дает возможность применять активное разделение ракеты и сократить время разделения с увеличением импульса силы, что уменьшает угол заброса маршевой ступени в момент разделения. Количество пороха экспериментально подбирается таким образом, чтобы удар движущегося поршня гарантированно разрушал резьбовое соединение переходного обтекателя. Упор при ударе о него юбки поршня упруго деформируется, резьбовое соединение переходного обтекателя, которое обеспечивало его поджатие к упору, разрушается, и обтекатель под действием кинетической энергии поршня (F) перемещается по кормовой части маршевой ступени в направлении полета. При этом за счет поджатия резьбовым соединением заднего торца переходного обтекателя к упору обмен энергии между поршнем и обтекателем происходит с большим коэффициентом передачи, и обтекатель забрасывается на кормовую часть дальше, что увеличивает его последующее время схода с кормы и соответственно увеличивает время демпфирующего момента. В момент отделения от разгонного двигателя маршевая ступень еще не успевает повернуться на угол относительно направленного воздушного потока (Fп), поэтому упругие элементы в проточках обтекателя при его движении по корме в направлении полета не деформируются и сила трения их о корму минимальна, что также позволяет увеличить дальность заброса обтекателя на корму. После разделения ракеты обтекатель тормозится воздушным напором, маршевая ступень под действием управляющего момента (M1) на рулях из-за задержки команд поворачивается относительно центра масс (Цм) на угол (а) по направлению к встречному потоку воздуха. При этом обтекатель за счет кольцевого зазора с маршевой ступенью перекашивается и на корме создается демпфирующий момент (М2), препятствующий повороту ракеты относительно центра масс. Упругие элементы в проточках при этом деформируются, сила трения их о корму возрастает, и время сброса обтекателя с кормы увеличивается, что увеличивает и продолжительность действия демпфирующего момента.
Таким образом, предложенный способ отделения разгонного двигателя бикалиберной ракеты и ракета для его реализации позволяют уменьшить возмущения маршевой ступени при разделении ракеты, что повышает ее надежность.
Claims (2)
1. Способ отделения разгонного двигателя бикалиберной ракеты в процессе ее полета, включающий демпфирование возмущающего момента, действующего на маршевую ступень ракеты посредством переходного обтекателя, установленного на кормовую часть маршевой ступени и состыкованного с передней частью разгонного двигателя, отличающийся тем, что в момент отделения маршевой ступени от разгонного двигателя отстыковывают обтекатель от разгонного двигателя и перемещают его по кормовой части маршевой ступени сообщением ему продольного импульса силы в направлении полета ракеты, после чего аэродинамической силой набегающего потока воздуха перемещают обтекатель к заднему торцу маршевой ступени и сбрасывают, причем силу трения обтекателя о кормовую часть маршевой ступени увеличивают с учетом углов атаки маршевой ступени.
2. Бикалиберная ракета, содержащая разгонный двигатель, телескопически установленный на кормовую часть маршевой ступени, поршень с пороховым зарядом и юбкой, охватывающей задний конец маршевой ступени, упор в передней части разгонного двигателя и переходной обтекатель, отличающаяся тем, что переходной обтекатель установлен на кормовую часть маршевой ступени с образованием кольцевого зазора, при этом задний его торец поджат к упору посредством резьбового соединения, а на внутренней поверхности обтекателя выполнены кольцевые проточки, в которые установлены упругодеформируемые элементы из фрикционного материала.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009123501/02A RU2401413C1 (ru) | 2009-06-19 | 2009-06-19 | Способ отделения разгонного двигателя бикалиберной ракеты и ракета для его реализации |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009123501/02A RU2401413C1 (ru) | 2009-06-19 | 2009-06-19 | Способ отделения разгонного двигателя бикалиберной ракеты и ракета для его реализации |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2401413C1 true RU2401413C1 (ru) | 2010-10-10 |
Family
ID=44024893
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2009123501/02A RU2401413C1 (ru) | 2009-06-19 | 2009-06-19 | Способ отделения разгонного двигателя бикалиберной ракеты и ракета для его реализации |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2401413C1 (ru) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2527410C1 (ru) * | 2013-04-09 | 2014-08-27 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Способ стрельбы пулей и комплекс вооружения, реализующий его |
| RU2526725C1 (ru) * | 2013-04-09 | 2014-08-27 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Способ стрельбы пулей и комплекс вооружения, реализующий его |
| RU2527366C1 (ru) * | 2013-04-09 | 2014-08-27 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Управляемая пуля |
| RU2715009C1 (ru) * | 2019-06-14 | 2020-02-21 | Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Двухступенчатая вращающаяся по крену ракета |
| CN113758378A (zh) * | 2021-08-30 | 2021-12-07 | 北京宇航系统工程研究所 | 一种面向重复使用火箭的变刚度阻尼支撑机构 |
| CN116086256A (zh) * | 2023-03-01 | 2023-05-09 | 上海宇航系统工程研究所 | 一种适应三向振动的固体捆绑火箭分离插头整流罩 |
-
2009
- 2009-06-19 RU RU2009123501/02A patent/RU2401413C1/ru active
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2527410C1 (ru) * | 2013-04-09 | 2014-08-27 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Способ стрельбы пулей и комплекс вооружения, реализующий его |
| RU2526725C1 (ru) * | 2013-04-09 | 2014-08-27 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Способ стрельбы пулей и комплекс вооружения, реализующий его |
| RU2527366C1 (ru) * | 2013-04-09 | 2014-08-27 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Управляемая пуля |
| RU2715009C1 (ru) * | 2019-06-14 | 2020-02-21 | Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Двухступенчатая вращающаяся по крену ракета |
| CN113758378A (zh) * | 2021-08-30 | 2021-12-07 | 北京宇航系统工程研究所 | 一种面向重复使用火箭的变刚度阻尼支撑机构 |
| CN116086256A (zh) * | 2023-03-01 | 2023-05-09 | 上海宇航系统工程研究所 | 一种适应三向振动的固体捆绑火箭分离插头整流罩 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2401413C1 (ru) | Способ отделения разгонного двигателя бикалиберной ракеты и ракета для его реализации | |
| US8205537B1 (en) | Interceptor projectile with net and tether | |
| AU781896B2 (en) | Improvements in and relating to the launching of missiles | |
| US20120091253A1 (en) | Method of intercepting incoming projectile | |
| JPH05501448A (ja) | ミサイルの横方向スラスト集合体 | |
| US10139207B2 (en) | Projectile having increased velocity and aerodynamic performance | |
| WO2020073683A1 (zh) | 飞行器上可分离的复合增程系统及方法 | |
| EP0694156B1 (en) | A method and an apparatus for spreading warheads | |
| US4135686A (en) | Device for starting rocket-driven missiles | |
| CN108995832A (zh) | 一种气动增压式级间分离机构 | |
| AU2014206671B2 (en) | Rocket motors and their use | |
| IL115992A (en) | Method and device for launching a warhead for the purpose of war along a rotating flight path | |
| CN103307934A (zh) | 试验或训练用大口径超音速靶弹 | |
| KR101609507B1 (ko) | 사거리 연장형 램제트 추진탄 | |
| RU2410291C1 (ru) | Сверхзвуковая ракета с двигателем на порошкообразном металлическом горючем | |
| RU2686546C1 (ru) | Бронебойный активно-реактивный снаряд | |
| RU2538645C1 (ru) | Способ расширения зоны применимости бикалиберной ракеты и бикалиберная ракета, реализующая способ | |
| RU2527250C2 (ru) | Способ уменьшения донного сопротивления и отсоса пограничного слоя подвижных, например, метаемых, тел в форме снаряда или пули с преимущественно оживальной или заострённой носовой частью и тело в форме снаряда или пули с преимущественно оживальной или заострённой носовой частью | |
| RU2422760C1 (ru) | Бикалиберная управляемая ракета | |
| US9207051B2 (en) | Apparatus for deploying stowed control surfaces of a projectile | |
| RU2222771C1 (ru) | Ракета | |
| RU2239782C1 (ru) | Реактивный снаряд | |
| RU2652595C2 (ru) | Противоградовая ракета | |
| US10570856B2 (en) | Device for modulating a gas ejection section | |
| RU2175726C1 (ru) | Твердотопливная разгонная двигательная установка |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20160412 |