RU2664638C2 - Узел отсечки тяги ракетного двигателя твердого топлива - Google Patents
Узел отсечки тяги ракетного двигателя твердого топлива Download PDFInfo
- Publication number
- RU2664638C2 RU2664638C2 RU2017100911A RU2017100911A RU2664638C2 RU 2664638 C2 RU2664638 C2 RU 2664638C2 RU 2017100911 A RU2017100911 A RU 2017100911A RU 2017100911 A RU2017100911 A RU 2017100911A RU 2664638 C2 RU2664638 C2 RU 2664638C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- plug
- pusher
- thrust
- assembly
- Prior art date
Links
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 title claims abstract description 17
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 claims abstract description 3
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract description 2
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 3
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 2
- 239000002360 explosive Substances 0.000 description 2
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 239000007799 cork Substances 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
- 230000001960 triggered effect Effects 0.000 description 1
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
- F02K9/80—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control
- F02K9/92—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control incorporating means for reversing or terminating thrust
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Friction Gearing (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании узла отсечки тяги ракетного двигателя твердого топлива. Узел отсечки тяги содержит пробку (заглушку), герметично закрывающую полость двигателя, толкатель, установленный с возможностью осевого перемещения и снабженный ограничителем хода. Пробка (заглушка) и толкатель разнесены и удерживают обечайку. Толкатель упирается в кольцо, жестко скрепленное с обечайкой, а для смещения и центрирования кольца установлены направляющие, расположенные между маршевой ступенью ракеты и ракетным двигателем. Изобретение позволяет повысить надежность срабатывания узла отсечки тяги и упростить его конструкцию. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании узла отсечки тяги ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ).
Узлы отсечки тяги предназначены для полного обнуления тяги, создания противотяги или ступенчатого регулирования тяги двигателя. Их обычно располагают на переднем днище двигателя или цилиндрической части корпуса.
Известна конструкция узла отсечки тяги РДТТ (см. патент РФ №2403428, МПК F02K 9/92, опубл. 10.11.2010 г.). Представленный узел отсечки тяги содержит установленный на ракетный двигатель твердого топлива раструб сопла противотяги, снабженный фланцем и закрытый заглушкой, зафиксированной кулачками с контактирующим с ними затвором, образующим затворную полость, которая сообщена с пиропатроном.
Недостатком известного узла отсечки тяги является необходимость относительно высокого значения (десятки атмосфер) внутрикамерного давления для надежного вышибания заглушки.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату к заявляемому изобретению является «Узел отсечки тяги ракетного двигателя твердого топлива» (см. патент РФ №2459104, МПК F02K 9/92, F02K 9/97, опубл. 28,03,2013 г.),
содержащий раструб сопла противотяги, снабженный фланцем и закрытый заглушкой, зафиксированной кулачками (или шариками) с контактирующим с ними затвором, образующим затворную полость, которая сообщена с пиропатроном, отличающийся тем, что затворная полость образована вокруг сопряженного с фланцем участка раструба сопла противотяги, при этом заглушка связана с толкателем, установленным с возможностью продольного перемещения в кольцевой проточке, выполненной внутри фланца, причем кольцевая проточка газосвязана с затворной полостью, а затвор снабжен ограничителем хода.
В техническом решении, принятом за прототип, происходит принудительное выталкивание заглушки посредством толкателя, на который со стороны кольцевой проточки действует давление продуктов сгорания того же пиропатрона, который обеспечивает отжатие затвора при расфиксации заглушки. Таким образом, обеспечивается повышение надежности срабатывания узла отсечки тяги.
Однако, представленный узел отсечки тяги имеет ряд недостатков:
- необходимость прокладывания дополнительных жгутов к каждому узлу;
- возможно заклинивание кулачков (или шариков) при расфиксации;
- неравномерность срабатывания узлов, т.к. у каждого узла свой пиропатрон, а также вероятность несрабатывания одного или нескольких узлов;
- наличие отлетающих частей при срабатывании узла, представляющих опасность для корпуса ракеты.
Технической задачей заявляемого изобретения является повышение надежности срабатывания узла отсечки тяги РДТТ, а также упрощение его конструкции.
Сущность заявляемого изобретения заключается в том, что в узле отсечки тяги ракетного двигателя твердого топлива содержащем пробку, герметично закрывающую полость двигателя, толкатель, установленный с возможностью осевого перемещения, пробка и толкатель разнесены и удерживают обечайку, при этом толкатель упирается в кольцо, жестко скрепленное с обечайкой, а для смещения и центрирования кольца установлены направляющие, расположенные между маршевой ступенью ракеты и ракетным двигателем. Толкатель снабжен ограничителем хода.
Таким образом, освобождение пробки и движение толкателя происходят одновременно, что гарантированно обеспечивает надежное срабатывание и обнуление тяги РДТТ, количество отлетающих деталей минимизировано, кроме того, возникает дополнительное осевое воздействия на маршевую ступень ракеты при ее отделении.
Заявляемое техническое решение не известно из патентной и научно-технической литературы.
Заявляемое изобретение «Узел отсечки тяги ракетного двигателя твердого топлива» представлено на следующих фигурах:
Фиг. 1 - узел отсечки тяги в исходном положении;
Фиг. 2 - узел отсечки тяги в момент срабатывания толкателей и
выхода пробок, и начало обнуление тяги.
Узел отсечки тяги РДТТ скомпонован между маршевой ступенью ракеты 1 и РДТТ 8, соединенных между собой переходником 2 (Фиг. 1). Переходник болтовым соединением скреплен с РДТТ, а к маршевой ступени ракеты крепится с помощью разрывных болтов 10. Блок обнуления тяги включает четыре толкателя 4 и восемь пробок 7, герметично расположенных на двигателе. Ход толкателей и пробок ограничивает обечайка 3. Обечайка болтовым соединением жестко скреплена с кольцом 6. Толкатель 4 упирается в кольцо, а кольцо упирается в маршевую ступень ракеты. Для центрирования кольца установлены направляющие 5, закрепленные на переходнике.
Узел отсечки тяги РДТТ работает следующим образом:
Подается команда подачи питания на разрывные болты 10, крепящие между собой переходник 2 и маршевую ступень ракеты 1, происходит потеря жесткой связи между ними. Под действием внутреннего давления РДТТ 8 происходит движение толкателей 4, имеющих свободный ход, до ограничителя хода 9. Толкатели сдвигают обечайку 3, скрепленную с кольцом 6 и центрируемую направляющими 5. Кольцо воздействует на маршевую ступень ракеты 1, придавая дополнительный импульс маршевой ступени для последующего разделения ступеней. Одновременно с движением толкателей 4 обечайка 3 открывает ход пробкам 7, одновременно вылетающим через отверстия в переходнике 2. Происходит обнуление тяги РДТТ (Фиг. 2).
Таким образом, заявляемый «Узел отсечки тяги ракетного двигателя твердого топлива» имеет следующие преимущества:
- обладает более простой конструкцией по сравнению с прототипом, имеет меньшие габариты и массу;
- обеспечивает сокращение времени процесса;
- возможность разделения в любой момент времени работы РДТТ;
- позволяет обеспечить дополнительную осевую силу, воздействующую на маршевую ступень в момент разделения за счет движения толкателей.
Claims (2)
1. Узел отсечки тяги ракетного двигателя твердого топлива, содержащий пробку (заглушку), герметично закрывающую полость двигателя, толкатель, установленный с возможностью осевого перемещения, отличающийся тем, что заглушка с толкателем разнесены и удерживают обечайку, при этом толкатель выполнен с упором в кольцо, жестко скрепленное с обечайкой, а для смещения и центрирования кольца установлены направляющие, расположенные между маршевой ступенью ракеты и ракетным двигателем.
2. Узел по п. 1, отличающийся тем, что толкатель имеет ограничитель хода.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017100911A RU2664638C2 (ru) | 2017-01-10 | 2017-01-10 | Узел отсечки тяги ракетного двигателя твердого топлива |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017100911A RU2664638C2 (ru) | 2017-01-10 | 2017-01-10 | Узел отсечки тяги ракетного двигателя твердого топлива |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2017100911A RU2017100911A (ru) | 2018-07-12 |
RU2017100911A3 RU2017100911A3 (ru) | 2018-07-12 |
RU2664638C2 true RU2664638C2 (ru) | 2018-08-21 |
Family
ID=62914594
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017100911A RU2664638C2 (ru) | 2017-01-10 | 2017-01-10 | Узел отсечки тяги ракетного двигателя твердого топлива |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2664638C2 (ru) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2850976A (en) * | 1955-06-28 | 1958-09-09 | Howard S Seifert | Thrust cancellation device for use in solid propellant rocket |
US3185096A (en) * | 1959-08-31 | 1965-05-25 | Roland G Dandelin | Thrust reversal unit for rocket motor |
RU2403429C1 (ru) * | 2009-07-20 | 2010-11-10 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Ракетный двигатель твердого топлива |
RU2403428C1 (ru) * | 2009-07-08 | 2010-11-10 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Ракетный двигатель твердого топлива |
RU2459104C1 (ru) * | 2011-04-28 | 2012-08-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Узел отсечки тяги ракетного двигателя твердого топлива |
-
2017
- 2017-01-10 RU RU2017100911A patent/RU2664638C2/ru active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2850976A (en) * | 1955-06-28 | 1958-09-09 | Howard S Seifert | Thrust cancellation device for use in solid propellant rocket |
US3185096A (en) * | 1959-08-31 | 1965-05-25 | Roland G Dandelin | Thrust reversal unit for rocket motor |
RU2403428C1 (ru) * | 2009-07-08 | 2010-11-10 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Ракетный двигатель твердого топлива |
RU2403429C1 (ru) * | 2009-07-20 | 2010-11-10 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Ракетный двигатель твердого топлива |
RU2459104C1 (ru) * | 2011-04-28 | 2012-08-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Узел отсечки тяги ракетного двигателя твердого топлива |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2017100911A (ru) | 2018-07-12 |
RU2017100911A3 (ru) | 2018-07-12 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US3771455A (en) | Flechette weapon system | |
US4688486A (en) | Multi-head military charge | |
US3295444A (en) | Dispersal type cluster warhead | |
US2539643A (en) | Apparatus for decelerating torpedoes | |
US2247111A (en) | Acoustical projectile | |
JP2011052951A (ja) | 携帯用誘導弾の射出及び分離装置 | |
US3190589A (en) | Ejection seat having rocket motor for second stage propulsion | |
RU2664638C2 (ru) | Узел отсечки тяги ракетного двигателя твердого топлива | |
US5808231A (en) | Solid propellant combustion apparatus | |
RU2401413C1 (ru) | Способ отделения разгонного двигателя бикалиберной ракеты и ракета для его реализации | |
CN110631433B (zh) | 一种剪切螺钉式头罩分离机构 | |
US3313113A (en) | Control for opening nozzles of rocket engines | |
RU2721215C1 (ru) | Пневмогидравлическая катапульта | |
RU2569995C1 (ru) | Бикалиберная управляемая ракета | |
US3134222A (en) | Rocket engine control | |
US2928319A (en) | Cartridge actuated catapult with split inner tube | |
US3115320A (en) | Ejection seat catapult | |
US4495763A (en) | Dual-thrust nozzle apparatus for rockets | |
US5750917A (en) | Warhead | |
RU2422760C1 (ru) | Бикалиберная управляемая ракета | |
RU2657300C1 (ru) | Бикалиберная ракета | |
RU2459104C1 (ru) | Узел отсечки тяги ракетного двигателя твердого топлива | |
US2996990A (en) | Explosive actuator | |
RU2538645C1 (ru) | Способ расширения зоны применимости бикалиберной ракеты и бикалиберная ракета, реализующая способ | |
US3216357A (en) | Thrust reversal system |