RU2540182C2 - Устройство торможения отделяемого ракетного двигателя - Google Patents
Устройство торможения отделяемого ракетного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2540182C2 RU2540182C2 RU2013130683/11A RU2013130683A RU2540182C2 RU 2540182 C2 RU2540182 C2 RU 2540182C2 RU 2013130683/11 A RU2013130683/11 A RU 2013130683/11A RU 2013130683 A RU2013130683 A RU 2013130683A RU 2540182 C2 RU2540182 C2 RU 2540182C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- parachute
- rocket engine
- detachable
- container
- rocket
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Toys (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в отделяемых ракетных двигателях (ОРД). Устройство торможения ОРД содержит парашют в контейнере в виде тонкостенной трубы с заглушкой, пирозамедлитель, пороховую навеску, канат для соединения ОРД и поршня со стропами парашюта, узел фиксации парашюта в виде срезного элемента, пенал. Изобретение позволяет снизить массу конструкции и повысить надежность устройства торможения ОРД. 1 з.п. ф-лы, 7 ил.
Description
Предлагаемое изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в многоступенчатых ракетах и ракетах с отделяемым разгонным двигателем.
Известно устройство торможения скоростной ракеты [патент RU 2070711 С1, МПК6 F42B 10/56], являющееся наиболее близким техническим решением к предлагаемому изобретению и принятое авторами в качестве прототипа. Устройство торможения скоростной ракеты содержит тандемно расположенные в хвостовой части ракеты основной парашют в контейнере, размещенное на задней части контейнера устройство начального торможения, узлы фиксации основного парашюта и устройства начального торможения. Устройство фиксации основного парашюта выполнено в виде пружины сжатия, телескопически установленной перед контейнером парашюта на жестко соединенной с корпусом ракеты центральной штанге между ее задним торцовым буртиком и передним дном охватывающего пружину стакана, установленного в корпусе ракеты и снабженного в задней части цангой, внутренним буртиком и скосом, взаимодействующим с ответным скосом наружного парашюта, установленного внутри корпуса ракеты, и соединенного с ним разрушаемым фиксирующим элементом. В корпусе ракеты перед задним торцом стакана выполнена внутренняя кольцевая проточка, ширина которой превышает длину цанговой части стакана, а перед передним опорным витком пружины на центральной штанге установлен разрушаемый фиксирующий элемент. В известном устройстве торможения скоростной ракеты при пуске инициируется пирозамедлитель, в заданный момент времени инициирующий пороховую навеску, выбрасывающую толкателем колпак, чем освобождаются тормозные щитки. Под действием набегающего потока воздуха тормозные щитки раскрываются и осуществляют начальное торможение ракеты. При падении скорости ракеты до определенного значения усилие сжатия пружины начинает превышать осевое усилие, передаваемое от щитков на контейнер парашюта, в результате чего происходит расцепление контейнера со стаканом и контейнер под действием аэродинамической нагрузки на щитки выбрасывается из корпуса ракеты. Контейнер при помощи нити вытягивает за собой купол парашюта, стропы и канат, после чего происходит обрыв нити, сброс контейнера и наполнение купола парашюта.
Достоинствами устройства торможения скоростной ракеты являются относительное повышение надежности спасения путем автоматического ввода основного парашюта по достижении заданной скорости и относительное снижение массы устройства за счет использования менее прочного парашюта.
Недостатки устройства торможения скоростной ракеты заключаются в следующем:
- наличие большого количества составных элементов, в том числе подвижных, приводит к снижению надежности устройства и увеличению его массы;
- использование тормозных щитков не позволяет использовать устройство для торможения отделяемого ракетного двигателя;
- конфигурация устройства не позволяет использовать его для торможения высотных ракет в виду малой плотности воздуха и, следовательно, малого скоростного напора на больших высотах.
Задачей предлагаемого изобретения является уменьшение массы и сложности конструкции устройства торможения отделяемого ракетного двигателя, увеличение его надежности и получение возможности спасения отделяемых ракетных двигателей высотных ракет.
Поставленная задача решается следующим образом.
В устройстве торможения отделяемого ракетного двигателя, содержащем расположенный в хвостовой части ракеты парашют в контейнере, пирозамедлитель, пороховую навеску, канат и узел фиксации парашюта, новым является то, что узел фиксации выполнен в виде срезного элемента, а контейнер выполнен в виде тонкостенной трубы с заглушкой. Стропы парашюта закреплены с помощью кольца на поршне, соединенном с отделяемым ракетным двигателем канатом. Парашют в контейнере с поршнем, канатом, пороховым аккумулятором давления и пирозамедлителем размещены в пенале, закрепленном в камере сгорания отделяемого ракетного двигателя. В частном случае:
- в случае выполнения отделяемого ракетного двигателя с многосопловым блоком, пенал своим задним торцом размещен в центральном отверстии, выполненном в сопловом блоке.
Устройство содержит меньшее количество составных частей, в том числе подвижных, за счет чего снижаются масса и сложность конструкции и увеличивается ее надежность. Пенал парашюта размещен в камере сгорания отделяемого ракетного двигателя, а его раскрытие возможно за счет остаточных продуктов сгорания, истекающих из одного или нескольких сопел, в результате чего становится возможным осуществлять торможение как отделяемого ракетного двигателя, так и всей ракеты без отделения ракетного двигателя, в том числе на больших высотах полета.
Сущность предлагаемого изобретения поясняется графическим материалом - чертежами.
На Фиг.1 изображен общий вид отделяемого ракетного двигателя, оснащенного устройством торможения.
На Фиг.2 представлено увеличенное изображение устройства торможения.
На Фиг.3 представлен вид А на Фиг.2.
На Фиг.4 представлен вид Б на Фиг.2.
На Фиг.5 изображено устройство торможения отделяемого ракетного двигателя по п.2.
На Фиг.6 изображено устройство торможения отделяемого ракетного двигателя в момент выталкивания контейнера с заключенным в него парашютом из пенала.
На Фиг.7 изображено устройство торможения отделяемого ракетного двигателя после раскрытия парашюта.
Парашют 1 размещен в контейнере 2 и служит для торможения и спуска с заданной скоростью отделяемого ракетного двигателя 3. Контейнер 2 выполнен в виде тонкостенной трубы 4 с заглушкой 5 и служит в качестве инерционной массы для выбрасывания парашюта 1 в набегающий поток воздуха и предохранения его от воздействия продуктов сгорания твердого ракетного топлива. Пирозамедлитель 6 служит для раскрытия парашюта в заданный момент времени после окончания работы отделяемого ракетного двигателя 3. Пороховая навеска 7 служит для выталкивания контейнера 2 с парашютом 1 из пенала 8 путем воздействия давления продуктов сгорания пороховой навески на поршень 9. Пенал 8 выполнен в виде трубы, один из торцов которой закрыт и соединен с отделяемым ракетным двигателем 3, и служит для предохранения своего содержимого от воздействия продуктов сгорания твердого ракетного топлива, а также выступает в качестве направляющей при движении контейнера 2 с парашютом 1. Поршень 9 служит для предохранения парашюта 1 от продуктов сгорания пороховой навески 7 и выталкивания его вместе с инерционной массой из пенала 8. Кольцо 10 служит для соединения строп 11 парашюта 1 с ушком 12 поршня 9. Ушко 13 поршня 9 служит для его соединения с коушем 14 каната 15. Канат 15 служит для соединения парашюта 1 с отделяемым ракетным двигателем 3 через пенал 8 и раскрытия парашюта на заданном расстоянии от отделяемого ракетного двигателя, при этом коуш 16 каната соединен с пеналом посредством оси 17. Узел фиксации 18 выполнен в виде срезного элемента и служит для предотвращения выпадания контейнера 2 с парашютом 1 из пенала 8 во время хранения, транспортировки и разгона ракеты с отделяемым ракетным двигателем.
Устройство торможения отделяемого ракетного двигателя работает следующим образом.
При воспламенении твердого ракетного топлива в камере сгорания отделяемого ракетного двигателя 3 осуществляется инициирование пирозамедлителя 6. После окончания работы отделяемого ракетного двигателя с заданной задержкой времени пирозамедлитель воспламеняет пороховую навеску 7. В результате горения пороховой навески в замкнутом объеме пенала 8 образуется сжатый газ, давление которого воздействует на поршень 9. Поршень 9 под давлением сжатого газа толкает контейнер 2 с парашютом 1 назад по направлению движения отделяемого ракетного двигателя 3, в результате чего срезается узел фиксации 18 и контейнер с парашютом выбрасывается из пенала назад по направлению движения отделяемого ракетного двигателя через сопло или отверстие в многосопловом блоке (Фиг.5). При вылете контейнера 2 с парашютом 1 на длину каната 15 контейнер 2 под действием сил инерции продолжает движение и слетает с парашюта 1, освобождая его. Далее происходит наполнение парашюта газом за счет набегающего потока воздуха или остаточными продуктами сгорания твердого ракетного топлива, истекающими через сопло в период последействия, и его раскрытие с дальнейшим снижением скорости и плавным спуском отделяемого ракетного двигателя.
Таким образом, предлагаемое техническое решение позволяет уменьшить массу и сложность конструкции устройства спасения отделяемого ракетного двигателя, увеличить его надежность и получить возможность спасения отделяемых ракетных двигателей высотных ракет.
Claims (2)
1. Устройство торможения отделяемого ракетного двигателя, содержащее расположенный в хвостовой части ракеты парашют в контейнере, пирозамедлитель, пороховую навеску, канат и узел фиксации парашюта, отличающееся тем, что узел фиксации выполнен в виде срезного элемента, контейнер выполнен в виде тонкостенной трубы с заглушкой, стропы парашюта закреплены с помощью кольца на поршне, соединенном с отделяемым ракетным двигателем канатом, при этом парашют в контейнере с поршнем, канатом, пороховым аккумулятором давления и пирозамедлителем размещены в пенале, закрепленном в камере сгорания отделяемого ракетного двигателя.
2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что в случае выполнения отделяемого ракетного двигателя с многосопловым блоком пенал своим задним торцом размещен в центральном отверстии, выполненном в сопловом блоке.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013130683/11A RU2540182C2 (ru) | 2013-07-03 | 2013-07-03 | Устройство торможения отделяемого ракетного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013130683/11A RU2540182C2 (ru) | 2013-07-03 | 2013-07-03 | Устройство торможения отделяемого ракетного двигателя |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2013130683A RU2013130683A (ru) | 2015-01-10 |
| RU2540182C2 true RU2540182C2 (ru) | 2015-02-10 |
Family
ID=53279078
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013130683/11A RU2540182C2 (ru) | 2013-07-03 | 2013-07-03 | Устройство торможения отделяемого ракетного двигателя |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2540182C2 (ru) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3713387A (en) * | 1969-03-20 | 1973-01-30 | Us Navy | High speed fail safe weapon retarding system |
| RU2070711C1 (ru) * | 1994-07-04 | 1996-12-20 | Конструкторское бюро приборостроения | Устройство торможения скоростной ракеты |
| US6382563B1 (en) * | 1999-12-20 | 2002-05-07 | Chui-Wen Chiu | Aircraft with severable body and independent passenger cabins |
| RU2011130510A (ru) * | 2008-12-22 | 2013-01-27 | Астриум Сас | Модуль многоразового применения для ракеты-носителя |
-
2013
- 2013-07-03 RU RU2013130683/11A patent/RU2540182C2/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3713387A (en) * | 1969-03-20 | 1973-01-30 | Us Navy | High speed fail safe weapon retarding system |
| RU2070711C1 (ru) * | 1994-07-04 | 1996-12-20 | Конструкторское бюро приборостроения | Устройство торможения скоростной ракеты |
| US6382563B1 (en) * | 1999-12-20 | 2002-05-07 | Chui-Wen Chiu | Aircraft with severable body and independent passenger cabins |
| RU2011130510A (ru) * | 2008-12-22 | 2013-01-27 | Астриум Сас | Модуль многоразового применения для ракеты-носителя |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2013130683A (ru) | 2015-01-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4944226A (en) | Expandable telescoped missile airframe | |
| US9776719B2 (en) | Air-launchable container for deploying air vehicle | |
| US5760330A (en) | Method and apparatus for conveying a large-calibre payload over an operational terrain | |
| US3055300A (en) | Rocket flare head | |
| TWI691698B (zh) | 滅火彈及其發射系統 | |
| CN108744354B (zh) | 一种机载灭火弹 | |
| US5370057A (en) | Missile with detachable drag chute | |
| US4709885A (en) | Parachute system and aircraft ejection seat incorporating the same | |
| US5169093A (en) | Method and device for faster automatic deployment of a parachute | |
| US3431852A (en) | Position marker | |
| RU2540182C2 (ru) | Устройство торможения отделяемого ракетного двигателя | |
| CA1052177A (en) | Rocket catapult with direct mechanically actuated ignition of rocket motor | |
| RU141797U1 (ru) | Универсальная система спасения космического аппарата на старте, использующая двигатель разгонного блока | |
| RU2327608C1 (ru) | Система вывода самолета из штопора | |
| US3010685A (en) | Power actuated papachutes | |
| US2928319A (en) | Cartridge actuated catapult with split inner tube | |
| GB2559044A (en) | A vertical take-off vehicle | |
| US8716640B2 (en) | Piloting device of a missile or of a projectile | |
| RU2070711C1 (ru) | Устройство торможения скоростной ракеты | |
| RU2355995C1 (ru) | Авиационная мишень | |
| US3623398A (en) | Missile launcher with missiles on an aircraft | |
| USH1150H (en) | Parachute recovery system for projectiles | |
| RU2365867C1 (ru) | Светящая авиационная бомба | |
| US3700192A (en) | Vortex breech high pressure gas generator | |
| RU2375671C2 (ru) | Устройство для точной доставки полезного груза |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160704 |