RU2660968C1 - Rocket - Google Patents

Rocket Download PDF

Info

Publication number
RU2660968C1
RU2660968C1 RU2017130786A RU2017130786A RU2660968C1 RU 2660968 C1 RU2660968 C1 RU 2660968C1 RU 2017130786 A RU2017130786 A RU 2017130786A RU 2017130786 A RU2017130786 A RU 2017130786A RU 2660968 C1 RU2660968 C1 RU 2660968C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
nozzle
frame
screws
stage
catching
Prior art date
Application number
RU2017130786A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Алексей Сергеевич Савилов
Денис Евгеньевич Скидан
Александр Владимирович Комаров
Алексей Эдуардович Фролов
Антон Александрович Платонов
Original Assignee
Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" filed Critical Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова"
Priority to RU2017130786A priority Critical patent/RU2660968C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2660968C1 publication Critical patent/RU2660968C1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/74—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof combined with another jet-propulsion plant
    • F02K9/76—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof combined with another jet-propulsion plant with another rocket-engine plant; Multistage rocket-engine plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • F42B15/36—Means for interconnecting rocket-motor and body section; Multi-stage connectors; Disconnecting means

Abstract

FIELD: rocket equipment.
SUBSTANCE: invention relates to the field of rocket equipment and can be used in rockets with a detachable launching stage. Rocket contains a march stage and a detachable launching stage with an engine and separation mechanism. Separation of the starting stage after the end of the engine operation from the march stage occurs through the separation mechanism established between the march and the starting stages. Separation mechanism includes a frame and a nozzle fixed in the frame with a gas generator placed inside, while the frame is fixed with a union nut on the engine, and the nozzle is fastened through hooks with the march stage, the nozzle is made stepped, with an outer diameter smaller than the internal diameter of the frame, while annular front and rear sections contacting the frame are designed on the outer surface of the nozzle. In the cylindrical surface of the frame, the adjusting and catching screws are radially positioned and grooves are provided, with the adjusting screws in the frame fixing the nozzles and being located in front of the front ring section, and the catching screws being located behind the front annular section of the nozzle. On the threaded end of the catching screws, a conical surface is formed, projecting into the gap between the frame and the nozzle. Grooves are located between the catching screws and the annular ring section of the nozzle, the distance from the axis of the grooves to the axis of the catching screws being greater than the thickness of the rear annular section of the nozzle, and a chamfer is provided on the front annular section of the nozzle.
EFFECT: technical result of the proposed solution is to increase the reliability of the rocket separation system.
1 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть применено в ракетах с отделяемой стартовой ступенью.The invention relates to the field of rocket technology and can be used in missiles with a detachable launch stage.

Известна ракета, описанная в патенте РФ №2284457, 27.09.2006 г., МПК F42B 15/00 и принятая нами за прототип.Known rocket described in the patent of Russian Federation No. 2284457, 09/27/2006, IPC F42B 15/00 and adopted by us for the prototype.

Ракета содержит маршевую ступень (МС) и отделяемую стартовую ступень с двигателем и механизмом разделения (MP), включающим шпангоут и зафиксированный в шпангоуте насадок с размещенным внутри газогенератором, шпангоут закреплен с помощью накидной гайки на двигателе, насадок скреплен через зацепы с МС, насадок выполнен ступенчатым, с наружным диаметром, меньшим внутреннего диаметра шпангоута, при этом на наружной поверхности насадка выполнены контактирующие со шпангоутом кольцевые передняя и задняя секции.The rocket contains a marching stage (MS) and a detachable starting stage with an engine and separation mechanism (MP), including a frame and fixed in the nozzle frame with a gas generator inside, the frame is fixed with a union nut on the engine, the nozzles are fastened through hooks with the MS, nozzles are made stepped, with an outer diameter smaller than the inner diameter of the frame, while on the outer surface of the nozzle the annular front and rear sections contacting the frame are made.

Данная конструкция обеспечивает разделение ступеней двухступенчатой ракеты с минимальным временем разделения, но имеет несколько недостатков: 1) невозможность применения данного MP в составе ракет, имеющих необходимость обеспечения радиосвязи с наземной аппаратурой управления (НАУ) до разделения ступеней; 2) наличие давления пороховых газов в камере разделения в момент торможения насадка и газогенератора кольцевыми секциями, которое может привести к разрушению кольцевых секций и, как следствие, удару насадка по МС, 3) расположение порохового аккумулятора давления соплами, обращенными в сторону МС, что обуславливает необходимость установки дополнительной детали - поршня, отделяющего запоршневое пространство; 4) установка распорной гайки на кормовой части МС, что добавляет дополнительную массу МС в полете.This design provides the separation of the stages of a two-stage rocket with a minimum separation time, but has several drawbacks: 1) the impossibility of using this MP as part of missiles having the need to provide radio communications with ground control equipment (NAU) before the separation of stages; 2) the presence of pressure of the powder gases in the separation chamber at the time of braking of the nozzle and the gas generator by the ring sections, which can lead to the destruction of the ring sections and, as a result, the nozzle is hit by the MS, 3) the location of the powder pressure accumulator with nozzles facing the MS, which leads to the need to install additional parts - a piston that separates the piston space; 4) installation of a spacer nut on the aft part of the MS, which adds an additional mass of the MS in flight.

Задачей предлагаемого технического решения является повышение надежности MP за счет уменьшения возможности недопустимых отказов в работе MP, таких как: неразделение ступеней ракеты, вследствие превышения допустимых утечек пороховых газов из предварительной камеры разделения в камеру разделения; не обеспечение торможения кольцевыми секциями насадка и газогенератора, что приведет к удару по МС.The objective of the proposed technical solution is to increase the reliability of MP by reducing the possibility of unacceptable failures in MP operation, such as: non-separation of rocket stages due to exceeding the permissible leakage of powder gases from the preliminary separation chamber into the separation chamber; failure to provide braking by the ring sections of the nozzle and the gas generator, which will lead to an impact on the MS.

Сущность решения заключается в том, что предложена ракета, содержащая маршевую ступень и отделяемую стартовую ступень с двигателем и механизмом разделения, включающим шпангоут и зафиксированный в шпангоуте насадок с размещенным внутри газогенератором, шпангоут закреплен с помощью накидной гайки на двигателе, насадок скреплен через зацепы с МС, насадок выполнен ступенчатым, с наружным диаметром, меньшим внутреннего диаметра шпангоута, при этом на наружной поверхности насадка выполнены контактирующие со шпангоутом кольцевые передняя и задняя секции, новым является то, что в цилиндрической поверхности шпангоута радиально расположены установочные и улавливающие винты и выполнены проточки, при этом установочные винты в шпангоуте фиксируют насадок, и расположены перед передней кольцевой секцией насадка, улавливающие винты расположены за передней кольцевой секцией насадка, на резьбовом конце улавливающих винтов выполнена коническая поверхность, выступающая в зазор между шпангоутом и насадком, проточки расположены между улавливающими винтами и задней кольцевой секцией насадка, причем расстояние от оси проточек до оси улавливающих винтов больше чем толщина задней кольцевой секции насадка, на передней кольцевой секции насадка выполнена фаска.The essence of the solution lies in the fact that a rocket is proposed that contains a marching stage and a detachable starting stage with an engine and a separation mechanism including a frame and fixed nozzles in the frame with a gas generator inside, the frame is fixed with a union nut on the engine, the nozzles are fastened through hooks with MS , the nozzles are made stepwise, with an outer diameter smaller than the inner diameter of the frame, while on the outer surface of the nozzle the annular front and the rear section, new is that in the cylindrical surface of the frame there are radially located set and capturing screws and grooves are made, while the set screws in the frame fix the nozzles and are located in front of the front ring section of the nozzle, the catch screws are located behind the front ring section of the nozzle, on the threaded a conical surface is made at the end of the catching screws, protruding into the gap between the frame and the nozzle, grooves are located between the catching screws and the rear annular section the nozzle, and the distance from the axis of the grooves to the axis of the captive screws is greater than the thickness of the rear annular section of the nozzle, a chamfer is made on the front annular section of the nozzle.

Предложенная конструкция поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображена ракета, содержащая МС 1, отделяемую стартовую ступень с двигателем 3 и MP 2 ступеней. На фиг. 2 показан MP 2 в продольном сечении по установочному винту 5, где подробно изображен MP 2 ступеней в исходном положении. На фиг. 3 подробно показан MP 2 в продольном сечении по улавливающему винту 12 в момент удержания частей MP 2 после разделения ступеней.The proposed design is illustrated by drawings, where in FIG. 1 shows a missile containing MS 1, a detachable starting stage with an engine of 3 and MP 2 stages. In FIG. 2 shows a longitudinal section of MP 2 along the set screw 5, which depicts in detail MP 2 steps in the initial position. In FIG. 3 shows in detail MP 2 in longitudinal section along a catch screw 12 at the moment of holding the parts of MP 2 after separation of the steps.

На фиг. 2 показано предложенное устройство содержащее шпангоут 7, закрепленный с помощью накидной гайки 9 на двигателе 3; насадок 8, имеющий переднюю кольцевую секцию 6 и заднюю кольцевую секцию 10, скрепленный через зацепы 4 с МС 1 и зафиксированный в шпангоуте 7 установочными винтами 5.In FIG. 2 shows the proposed device containing the frame 7, mounted using a union nut 9 on the engine 3; nozzles 8, having a front annular section 6 and a rear annular section 10, fastened through hooks 4 with MC 1 and fixed in the frame 7 with set screws 5.

Фиг. 3 подробно раскрывает предложенное устройство в продольном сечении по улавливающему винту 12. Положение частей устройства показано в момент разделения ступеней ракеты. Насадок 8 задней кольцевой секцией 10 упирается в улавливающие винты 12 с конической поверхностью на конце резьбового участка, радиально равномерно зафиксированные на шпангоуте 7. При этом зацепы 4, после выхода за пределы шпангоута 7, освобождают насадок 8 от зацепления с МС 1. В данном положении насадка 8 на цилиндрической поверхности шпангоута 7 открываются проточки 13, через которые происходят утечки пороховых газов из камеры разделения во внешнюю среду. На внутренней цилиндрической поверхности насадка 8 имеется буртик 15, на котором винтами 14 закреплен газогенератор 11.FIG. 3 discloses in detail the proposed device in longitudinal section along the catch screw 12. The position of the parts of the device is shown at the time of separation of the rocket stages. The nozzles 8 with the rear ring section 10 abut against the capturing screws 12 with a tapered surface at the end of the threaded portion radially uniformly fixed on the frame 7. In this case, the hooks 4, after going beyond the frame 7, release the nozzles 8 from engagement with the MS 1. In this position the nozzle 8 on the cylindrical surface of the frame 7 opens a groove 13 through which leakage of powder gases from the separation chamber into the external environment occurs. On the inner cylindrical surface of the nozzle 8 there is a shoulder 15, on which the gas generator 11 is mounted with screws 14.

Рабочим ходом разделения является расстояние перемещения насадка относительно шпангоута до торможения улавливающими винтами. Рабочий ход до момента открытия проточек в шпангоуте является участком разгона.The separation stroke is the distance the nozzle moves relative to the frame before braking with the catch screws. The working stroke until the opening of the grooves in the frame is the acceleration section.

Ракета функционирует следующим образом. После окончания работы двигателя (в момент продольной перегрузки близкой к нулю) срабатывает газогенератор 11, пороховые газы заполняют камеру разделения; создается давление в камере разделения; при достижении величины давления в камере разделения, достаточной для форсирования связи основных деталей MP 2, срезаются установочные винты 5 фиксации насадка 8 в шпангоуте 7. Далее начинается относительное перемещение шпангоута 7 и насадка 8. После участка разгона открываются проточки 13 в шпангоуте 7, через которые истекают пороховые газы во внешнюю среду, тем самым, снижается давление пороховых газов в камере разделения и уменьшается последующее воздействие удара насадка 8 по улавливающим винтам 12 при торможении частей MP 2. На конечном участке рабочего хода разделения зацепы 4 полностью выходят из шпангоута 7 и освобождают МС 1 - происходит разделение ступеней. В конце рабочего хода разделения насадок 8, имеющий заднюю кольцевую секцию 10, с закрепленным на нем газогенератором 11, тормозится улавливающими винтами 12 с конической поверхностью на конце резьбового участка, радиально установленными на шпангоуте 7, таким образом, исключается прямой удар по улавливающим винтам 12 за счет частичного смятия материала улавливающих винтов 12 и насадка 8, вследствие этого исключается соударение частей ракеты при разделении ступеней.The rocket operates as follows. After the engine is finished (at the time of longitudinal overload close to zero), the gas generator 11 is triggered, powder gases fill the separation chamber; pressure is created in the separation chamber; when the pressure in the separation chamber is sufficient to force the connection of the main parts MP 2, the set screws 5 for fixing the nozzle 8 in the frame 7 are cut off. Next, the relative movement of the frame 7 and the nozzle 8 begins. After the acceleration section, grooves 13 in the frame 7 are opened, through which powder gases flow into the external environment, thereby reducing the pressure of the powder gases in the separation chamber and the subsequent impact of the nozzle 8 on the catching screws 12 when braking parts of MP 2 is reduced. heel stroke separating the hooks 4 completely out of the frame 7 and the freed MS 1 - happens separation stages. At the end of the separation separation stroke 8, having a rear annular section 10, with a gas generator 11 mounted on it, it is braked by catch screws 12 with a conical surface at the end of the threaded portion radially mounted on the frame 7, thus eliminating a direct hit on the catch screws 12 behind due to partial crushing of the material of the catching screws 12 and the nozzle 8, as a result of this, collision of the rocket parts during separation of the steps is excluded.

Технический результат предлагаемого решения заключается в повышении надежности системы разделения за счет уменьшения вероятности неразделения ступеней ракеты, а также соударения частей MP и МС в момент отделения стартовой ступени с двигателем. Данная конструкция позволила уменьшить массу MP и сократить трудоемкость производства MP за счет уменьшения компонентов системы разделения.The technical result of the proposed solution is to increase the reliability of the separation system by reducing the likelihood of non-separation of rocket stages, as well as the collision of parts of MP and MS at the time of separation of the starting stage with the engine. This design allowed to reduce the mass of MP and reduce the complexity of the production of MP by reducing the components of the separation system.

Claims (1)

Ракета, содержащая маршевую ступень и отделяемую стартовую ступень с двигателем и механизмом разделения, включающим шпангоут и зафиксированный в шпангоуте насадок с размещенным внутри газогенератором, шпангоут закреплен с помощью накидной гайки на двигателе, насадок скреплен через зацепы с маршевой ступенью, насадок выполнен ступенчатым, с наружным диаметром, меньшим внутреннего диаметра шпангоута, при этом на наружной поверхности насадка выполнены контактирующие со шпангоутом кольцевые передняя и задняя секции, отличающаяся тем, что в цилиндрической поверхности шпангоута радиально расположены установочные и улавливающие винты и выполнены проточки, при этом установочные винты в шпангоуте фиксируют насадок, и расположены перед передней кольцевой секцией насадка, улавливающие винты расположены за передней кольцевой секцией насадка, на резьбовом конце улавливающих винтов выполнена коническая поверхность, выступающая в зазор между шпангоутом и насадком, проточки расположены между улавливающими винтами и задней кольцевой секцией насадка, причем расстояние от оси проточек до оси улавливающих винтов больше, чем толщина задней кольцевой секции насадка, на передней кольцевой секции насадка выполнена фаска.A rocket containing a marching stage and a detachable starting stage with an engine and a separation mechanism, including a frame and fixed in the nozzle frame with a gas generator inside, the frame is fixed with a union nut on the engine, the nozzles are fastened through the hooks with the marching stage, the nozzles are made stepwise, with the outer diameter smaller than the inner diameter of the frame, while on the outer surface of the nozzle there are made annular front and rear sections in contact with the frame, characterized in that o in the cylindrical surface of the frame, the set and catch screws are radially arranged and grooves are made, while the set screws in the frame fix the nozzles and are located in front of the front ring section of the nozzle, the catch screws are located behind the front ring section of the nozzle, a conical surface is made on the threaded end of the catch screws, protruding into the gap between the frame and the nozzle, grooves are located between the captive screws and the rear annular section of the nozzle, and the distance from the axis rotochek trapping screws to the axis greater than the thickness of the rear section of the annular nozzle, the front section of the annular nozzle chamfer.
RU2017130786A 2017-08-30 2017-08-30 Rocket RU2660968C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017130786A RU2660968C1 (en) 2017-08-30 2017-08-30 Rocket

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017130786A RU2660968C1 (en) 2017-08-30 2017-08-30 Rocket

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2660968C1 true RU2660968C1 (en) 2018-07-11

Family

ID=62916828

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017130786A RU2660968C1 (en) 2017-08-30 2017-08-30 Rocket

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2660968C1 (en)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2690987C1 (en) * 2018-08-20 2019-06-07 Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" Rocket
CN115267687A (en) * 2022-09-29 2022-11-01 中国航发四川燃气涡轮研究院 Low-cost modularized multi-posture engine low-scattering carrier
RU2811609C1 (en) * 2023-07-28 2024-01-15 Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" Method for creating separation mechanism drive

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2314612A (en) * 1996-06-28 1998-01-07 Buck Chem Tech Werke A missile for combating moving targets
RU2284460C1 (en) * 2005-02-08 2006-09-27 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Missile and drive of missile stage separation mechanism
RU2284457C1 (en) * 2005-02-08 2006-09-27 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Missile
RU2362113C1 (en) * 2008-06-04 2009-07-20 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Rocket
RU2362112C1 (en) * 2008-06-02 2009-07-20 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Missile
RU2460965C1 (en) * 2011-01-12 2012-09-10 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" Missile

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2314612A (en) * 1996-06-28 1998-01-07 Buck Chem Tech Werke A missile for combating moving targets
RU2284460C1 (en) * 2005-02-08 2006-09-27 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Missile and drive of missile stage separation mechanism
RU2284457C1 (en) * 2005-02-08 2006-09-27 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Missile
RU2362112C1 (en) * 2008-06-02 2009-07-20 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Missile
RU2362113C1 (en) * 2008-06-04 2009-07-20 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Rocket
RU2460965C1 (en) * 2011-01-12 2012-09-10 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" Missile

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2690987C1 (en) * 2018-08-20 2019-06-07 Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" Rocket
CN115267687A (en) * 2022-09-29 2022-11-01 中国航发四川燃气涡轮研究院 Low-cost modularized multi-posture engine low-scattering carrier
CN115267687B (en) * 2022-09-29 2023-02-21 中国航发四川燃气涡轮研究院 Low-cost modularized multi-posture engine low-scattering carrier
RU2811609C1 (en) * 2023-07-28 2024-01-15 Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" Method for creating separation mechanism drive
RU2811613C1 (en) * 2023-07-28 2024-01-15 Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" Separation mechanism drive

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU134628U1 (en) EXPLOSION PROTECTIVE MECHANISM
CN109506527B (en) Electromechanical time fuse for antiaircraft gun hail suppression and rain enhancement bomb
US20130101369A1 (en) Tripped unlocking device, connecting two detachable subassemblies
RU2660968C1 (en) Rocket
US11554884B2 (en) Separation device for spacecraft and a method for separation
US2513185A (en) Pressure armed fuse
KR101864046B1 (en) Low-shock separation device
RU2401413C1 (en) Method for separation of accelerating engine of coned-bore rocket and rocket for its realisation
US10151568B2 (en) Guided projectile and method of enabling guidance thereof
RU2362112C1 (en) Missile
CN110631433A (en) Shear screw type hood separating mechanism
KR20200023610A (en) Cutting device
RU2631958C1 (en) Reactive engine, method for shooting with rocket ammunition and rocket ammunition
CN214620886U (en) A patrol missile system for launching of 40 millimeters rocket barrels
RU2422760C1 (en) Bicalibre controlled missile
RU2736456C1 (en) Nozzle plug of rocket engine of solid fuel
RU2280837C1 (en) Cluster nose cone
RU2811616C1 (en) Method for initiating rocket stage separation mechanism
RU2351887C1 (en) Guided shell
RU2230288C1 (en) Separating jet projectile
RU2811615C1 (en) Initiating device for rocket stage separation mechanism
RU2811609C1 (en) Method for creating separation mechanism drive
RU2287770C1 (en) One-time bomb cluster and cluster war component
RU2811613C1 (en) Separation mechanism drive
RU2789825C1 (en) Underbarrel grenade launcher ammunition to destroy unmanned aerial vehicles