RU2690987C1 - Rocket - Google Patents

Rocket Download PDF

Info

Publication number
RU2690987C1
RU2690987C1 RU2018130077A RU2018130077A RU2690987C1 RU 2690987 C1 RU2690987 C1 RU 2690987C1 RU 2018130077 A RU2018130077 A RU 2018130077A RU 2018130077 A RU2018130077 A RU 2018130077A RU 2690987 C1 RU2690987 C1 RU 2690987C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
piston
frame
fixed
engine
stage
Prior art date
Application number
RU2018130077A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Павел Сергеевич Давыдов
Владимир Маркович Кузнецов
Валерий Викторович Филиппов
Лев Александрович Хрипунов
Original Assignee
Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова"
Российская Федерация, от имени которой выступает Федеральная служба по гидрометеорологии и мониторингу окружающей среды "Росгидромет"
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", Российская Федерация, от имени которой выступает Федеральная служба по гидрометеорологии и мониторингу окружающей среды "Росгидромет" filed Critical Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова"
Priority to RU2018130077A priority Critical patent/RU2690987C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2690987C1 publication Critical patent/RU2690987C1/en

Links

Images

Classifications

    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

FIELD: astronautics.SUBSTANCE: invention relates to rocketry. In known 2-stage missile containing the MS, which is fixed in the transient frame with destructible elements, the detachable start stage with the engine, which is attached to the transition frame by a coupling nut, a piston and a fairing, the piston is fixed in the aft part of the MS. Outer part of the piston is made in the form of two cylinders of different diameters, united by a cone. Coupling nut is equipped with lock nut made in the form of fairing. MC is attached to the transient frame by destructible elements (in the form of shear bolts). At the same time the piston fixed in the forage part of the MS, with the front bottom of the engine and the inner cavity of the transient frame, form a storage chamber communicated with the atmosphere by a channel (channels) of the air intake (or several air intakes) made in the form of a diffuser in a transient frame. MC is installed with thrust against the shoulder of the transitional frame. On cylinder of larger diameter of piston, with attachment to bead of transfer frame, there is an elastic split nut, on which there is installed and fixed movable stop ring forming with preliminary part of storage chamber and diffuser high pressure chamber, and cylinder of smaller diameter of piston is arranged in support, rigidly fixed on engine. Length of section Icylinder of smaller diameter of piston arranged in support is equal to length of section ITransient stem, in which stern part of sustainer stage is arranged.EFFECT: invention allows improving operating reliability.1 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в малогабаритных ракетах с отделяемой стартовой ступенью и в первую очередь в сверхзвуковых ракетах.The invention relates to the field of rocket technology and can be used in small missiles with a detachable starting stage and primarily in supersonic missiles.

Известна двухступенчатая ракета с отделяемой стартовой ступенью, см. патент РФ 2362102 от 02.06.2008 г МПК7 F42B 14/00, принятая нами за прототип.A two-stage rocket with a detachable launch stage is known, see RF patent 2362102 of 02.06.2008, IPC 7 F42B 14/00, which we adopted as a prototype.

Ракета содержит отделяемую стартовую ступень с двигателем, маршевую ступень, зафиксированную в переходном шпангоуте разрушаемыми элементами, поршень и обтекатель, переходный шпангоут скреплен с двигателем накидной гайкой. Устройство снабжено газогенератором, который активируется по команде с бортовой аппаратуры управления в расчетный момент времени.The rocket contains a detachable starting stage with an engine, a sustainer stage fixed in the transition frame with destructible elements, a piston and a fairing, a transition frame fastened to the engine with a flare nut. The device is equipped with a gas generator, which is activated by a command from the onboard control equipment at the estimated time.

Недостатками приведенного устройства являются сложность конструкции из-за наличия не только газогенератора, который сам по себе является сложным пороховым газодинамическим устройством с системой активации (по сути, это ракетный мини-двигатель), но также из-за необходимости применения в этом устройстве дополнительно аппаратуры управления системой активации газогенератора. Кроме того очевидно, что чем больше систем использовано в устройстве, тем ниже надежность устройства.The disadvantages of the above device are the complexity of the design due to the presence of not only the gas generator, which itself is a complex powder gas dynamic device with an activation system (in fact, this is a mini rocket engine), but also because of the need to use additional control equipment in this device gas generator activation system. In addition, it is obvious that the more systems used in the device, the lower the reliability of the device.

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

Для решения поставленной задачи в известной ракете, содержащей маршевую ступень, зафиксированную в переходном шпангоуте разрушаемыми элементами, отделяемую стартовую ступень с двигателем большего диаметра, скрепленным с переходным шпангоутом накидной гайкой, обтекатель и поршень, поршень закреплен в кормовой части маршевой ступени, наружная часть которого выполнена в виде двух цилиндров разных диаметров, объединенных конусом, накидная гайка снабжена контргайкой, выполненной в виде обтекателя, внутренняя полость переходного шпангоута с поршнем и передней частью двигателя образуют накопительную камеру, сообщающуюся с атмосферой продольными каналами, выполненными в виде диффузоров в переходном шпангоуте, при этом маршевая ступень установлена с упором в буртик переходного шпангоута, на цилиндре большего диаметра поршня, с прилеганием к буртику переходного шпангоута, установлена упругая разрезная гайка, на которой с охватом установлено и зафиксировано подвижное стопорное кольцо, образующее с частью накопительной камеры и диффузорами предварительную камеру высокого давления, а цилиндр меньшего диаметра поршня размещен в опоре, жестко закрепленной на двигателе, причем длина участка цилиндра меньшего диаметра, размещенного в опоре, равна длине участка переходного шпангоута, в котором размещена кормовая часть маршевой ступени.To solve this problem, in a known rocket containing a sustainer stage fixed in a transitional frame with destructible elements, a detachable starting stage with a larger diameter engine, fastened with a transitional cap nut, a fairing and a piston, the piston is fixed in the stern part of the sustainer stage, the outer part of which is made in the form of two cylinders of different diameters, united by a cone, the cap nut is equipped with a lock nut, made in the form of a fairing, the internal cavity of the transition frame and with the piston and the front part of the engine, they form an accumulation chamber communicating with the atmosphere by longitudinal channels made in the form of diffusers in the transitional frame, while the cruising stage is installed with an emphasis on the collar of the transitional frame, on the cylinder of the larger diameter of the piston, adjacent to the collar of the transitional frame, an elastic split nut is installed, on which, with a spanner, a movable retaining ring is installed and fixed, forming a preliminary chamber with a part of the accumulation chamber and diffusers about pressure, and the cylinder of smaller diameter of the piston is placed in a support rigidly fixed on the engine, and the length of the section of the cylinder of smaller diameter placed in the support is equal to the length of the section of the transitional frame in which the aft part of the sustainer stage is located.

Сущность предложенного технического решения заключается в том, что в известной 2- ступенчатой ракете, содержащей МС, зафиксированную в переходном шпангоуте разрушаемыми элементами, отделяемую стартовую ступень с двигателем, скрепленным с переходным шпангоутом накидной гайкой, поршень и обтекатель, поршень закреплен в кормовой части МС. Наружная часть поршня выполнена в виде двух цилиндров разных диаметров, объединенных конусом. Накидная гайка снабжена контргайкой, выполненной в виде обтекателя. МС скреплена с переходным шпангоутом разрушаемыми элементами (в виде срезных винтов). При этом поршень, закрепленный в кормовую часть МС, с передним дном двигателя и внутренней полостью переходного шпангоута образуют накопительную камеру, сообщающуюся с атмосферой каналом (каналами) воздухозаборника (или нескольких воздухозаборников), выполненным в виде диффузора в переходном шпангоуте. МС установлена с упором в буртик переходного шпангоута. На цилиндре большего диаметра поршня, с прилеганием к буртику переходного шпангоута, установлена упругая разрезная гайка, на которой с охватом установлено и зафиксировано подвижное стопорное кольцо, образующее с частью накопительной камеры и диффузором предварительную камеру высокого давления, а цилиндр меньшего диаметра поршня размещен в опоре жестко закрепленной на двигателе. Причем длина участка I2 цилиндра меньшего диаметра поршня, размещенного в опоре, равна длине участка I1 переходного шпангоута, в котором размещена кормовая часть маршевой ступени.The essence of the proposed technical solution lies in the fact that in a well-known 2-stage rocket containing an MS fixed in a transitional frame with destructible elements, a detachable starting stage with an engine fastened with a transitional cap nut, piston and fairing, the piston is fixed in the aft part of the MS. The outer part of the piston is made in the form of two cylinders of different diameters united by a cone. The cap nut is equipped with a lock nut, made in the form of a fairing. MC fastened with a transitional frame destructible elements (in the form of shear screws). In this case, the piston fixed in the aft part of the MC, with the front bottom of the engine and the internal cavity of the transition frame, form an accumulation chamber communicating with the atmosphere by the channel (s) of the air intake (or several air inlets) made in the form of a diffuser in the transition frame. MS is installed with emphasis in the shoulder of the transitional frame. An elastic split nut is installed on a cylinder of larger piston diameter, adjacent to the shoulder of the transition frame, on which a movable retaining ring is installed and fixed, which forms a preliminary pressure chamber with a part of the accumulation chamber and diffuser, and the cylinder of a smaller piston diameter is rigidly fixed in the support fixed to the engine. Moreover, the length of the section I 2 of the cylinder of a smaller diameter of the piston, placed in the support, is equal to the length of the section I 1 of the transitional frame, in which the stern part of the sustainer stage is located.

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, на фиг. 3 показано состояние устройства во время работы 1, на фиг. 4 показан момент разделения. На фиг. 2 подробно изображено предложенное устройство. Переходный шпангоут 4, с двигателем стартовой ступени 1 скреплены накидной гайкой 5, которая снабжена контргайкой в виде обтекателя 6. Поршень 7 закреплен в кормовой части МС винтами 8. МС скреплена с переходным шпангоутом разрушаемыми элементами 9 выполненными в виде срезных винтов, при этом переходный шпангоут снабжен продольными каналами 10, выполненными в виде диффузоров, образующих с внутренней полостью переходного шпангоута, поршнем и двигателем накопительную камеру 11. МС установлена с упором в буртик 12 переходного шпангоута на участке I1. На цилиндре большего диаметра поршня, с прилеганием к буртику переходного шпангоута, установлена упругая разрезная гайка 13, на которой с охватом установлено и зафиксировано подвижное стопорное кольцо 14, образующее с частью накопительной камеры и диффузором предварительную камеру высокого давления 15. Цилиндр меньшего диаметра поршня размещен в опоре 16 жестко закрепленной на двигателе, причем I1=I2.The proposed rocket design and features of its work are illustrated by drawings, where in FIG. 1 shows a 2-stage rocket containing a detachable starting stage with an engine 1, a sustaining stage 2, a transitional compartment 3, FIG. 2 shows view A of FIG. 1, in FIG. 3 shows the state of the device during operation 1, FIG. 4 shows the moment of separation. FIG. 2 shows the proposed device in detail. The transitional frame 4, with the engine of the starting stage 1 is fastened with a cap nut 5, which is provided with a lock nut in the form of a fairing 6. The piston 7 is fixed in the stern part of the MS with screws 8. The MS is fastened with a transitional frame with breakable elements 9 made in the form of shear screws, while the transitional frame provided with longitudinal channels 10, made in the form of diffusers, forming a transitional frame with the internal cavity, a piston and an engine storage chamber 11. The MS is installed with an emphasis on the flange 12 of the transitional frame on the section I 1. An elastic split nut 13 is mounted on a cylinder of a larger piston diameter, with a transitioning frame adjacent to the shoulder, on which a movable retaining ring 14 is installed and fixed, which forms a preliminary pressure chamber 15 with a part of the accumulation chamber and diffuser. The cylinder of a smaller piston diameter is placed in the support 16 is rigidly fixed to the engine, and I 1 = I 2 .

Предложенное устройство работает следующим образом. В полете от старта ракеты до окончания работы двигателя создаваемая тягой двигателя продольная перегрузка прижимает маршевую ступень 2 торцем поршня 7 к буртику 12 переходного шпангоута 4. При этом набегающий поток воздуха, проходит в продольные каналы (воздухозаборники) 10, попадает в предварительную камеру высокого давления 15, перемещает стопорное кольцо 14, в результате освобождается упругая разрезная гайка 13, которая расширяясь, выходит из зацепления с поршнем 7, закрепленным на МС.Далее в процессе полета продолжает наполняться накопительная камера 11 воздухом с повышением давления. По окончании работы двигателя уменьшается и исчезает тяга, в результате уменьшается и исчезает продольная перегрузка, прижимающая МС торцем поршня 7 к буртику 12 переходного шпангоута 4, при этом сила давления набранного воздуха в накопительной камере 11 на ступени срезает разрушаемый элемент 9, перемещаясь в переходном шпангоуте, МС проходит участок I1 а поршень в опоре - участок I2, причем I1=I2, в результате МС освобождается от стартовой ступени, продолжая независимое движение.The proposed device operates as follows. In flight from the launch of the rocket to the end of the engine's operation, the longitudinal overload created by the engine presses the sustainer stage 2 with the end face of the piston 7 to the flange 12 of the transition frame 4. In this case, the incoming air flow passes into the longitudinal channels (air intakes) 10 and enters the preliminary pressure chamber 15 , moves the retaining ring 14, as a result, an elastic split nut 13 is released, which expands, comes out of engagement with the piston 7 fixed to the MS.Further accumulate during the flight continues to be filled te a chamber 11 with pressure air. At the end of the engine operation, the thrust decreases and disappears, as a result, the longitudinal overload decreases and presses the piston 7 face MS to the flange 12 of the transition frame 4, while the pressure of the collected air in the accumulation chamber 11 cuts off the destroyed element 9 at a step, moving in the transition frame , MS passes section I 1 and the piston in the support is section I 2 , and I 1 = I 2 , as a result, MS is released from the starting stage, continuing independent movement.

Таким образом, предложенное техническое решение существенно упрощает конструкцию ракеты с отделяемой стартовой ступенью при повышении надежности в сравнении с прототипом за счет закрепления на маршевой ступени поршня, выполненного в виде двух цилиндров разных диаметров, связанных конусом, и создания поршнем, внутренней полостью переходного шпангоута и передним дном двигателя накопительной камеры, сообщающейся с атмосферой продольными каналами воздухозаборников, выполненных в виде диффузоров. Кроме того, с целью повышения надежности закрепления МС в переходном отсеке, МС установлена с упором в буртик переходного шпангоута и зафиксирована упругой разрезной гайкой, которая удерживается подвижным стопорным кольцо, образующим с частью накопительной камеры и диффузорами воздухозаборников предварительную камеру высокого давления.Thus, the proposed technical solution significantly simplifies the rocket design with a detachable starting stage while increasing reliability in comparison with the prototype by fixing a piston, made in the form of two cylinders of different diameters connected by a cone, to the marching stage and a piston, an internal cavity of the transitional frame and the front one. the bottom of the engine cumulative camera, communicating with the atmosphere of the longitudinal channels of air intakes, made in the form of diffusers. In addition, in order to increase the reliability of fastening of the MS in the transition compartment, the MS is installed with a stop in the flange of the transition frame and fixed with an elastic split nut, which is held by a movable retaining ring forming a preliminary pressure chamber with a part of the accumulation chamber and diffusers of the air inlets.

Claims (1)

Ракета, содержащая маршевую ступень, зафиксированную в переходном шпангоуте разрушаемыми элементами, отделяемую стартовую ступень с двигателем большего диаметра, скрепленным с переходным шпангоутом накидной гайкой, обтекатель и поршень, отличающаяся тем, что поршень закреплен в кормовой части маршевой ступени и выполнен в виде двух цилиндров разного диаметра, объединенных конусом, накидная гайка снабжена контргайкой, выполненной в виде обтекателя, внутренняя полость переходного шпангоута с поршнем и передней частью двигателя образуют накопительную камеру, сообщающуюся с атмосферой продольными каналами, выполненными в виде диффузоров в переходном шпангоуте, при этом маршевая ступень установлена с упором в буртик переходного шпангоута, на цилиндре большего диаметра поршня с прилеганием к буртику переходного шпангоута установлена упругая разрезная гайка, на которой с охватом установлено и зафиксировано подвижное стопорное кольцо, образующее с частью накопительной камеры и диффузором предварительную камеру высокого давления, а цилиндр меньшего диаметра поршня размещен в опоре, жестко закрепленной на двигателе, причем длина размещенного в опоре участка цилиндра меньшего диаметра поршня равна длине участка переходного шпангоута, в котором размещена кормовая часть маршевой ступени.A rocket containing a main stage fixed in the transition frame with destructible elements, a detachable starting stage with a larger diameter engine, fastened with a transition nut with a cap nut, a fairing and a piston, characterized in that the piston is fixed in the aft part of the main stage and made in the form of two cylinders diameter, united by a cone, a cap nut is supplied with a lock nut, made in the form of a fairing, the internal cavity of the transitional frame with a piston and the front part of the engine form t accumulating chamber connected with the atmosphere by longitudinal channels, made in the form of diffusers in the transitional frame, while the marching stage is installed with an emphasis in the collar of the transitional frame, on the cylinder of larger diameter of the piston adjacent to the flange of the transitional frame there is an elastic split nut with a span a movable retaining ring was installed and fixed, forming a preliminary pressure chamber with a part of the accumulation chamber and the diffuser, and a cylinder of smaller diameter displacements in a support rigidly fixed to the engine, wherein the length of the support placed in the smaller diameter portion of the piston is equal to the length of the transitional portion of the frame, which is placed aft sustainer stage.
RU2018130077A 2018-08-20 2018-08-20 Rocket RU2690987C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018130077A RU2690987C1 (en) 2018-08-20 2018-08-20 Rocket

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018130077A RU2690987C1 (en) 2018-08-20 2018-08-20 Rocket

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2690987C1 true RU2690987C1 (en) 2019-06-07

Family

ID=67037484

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018130077A RU2690987C1 (en) 2018-08-20 2018-08-20 Rocket

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2690987C1 (en)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5020436A (en) * 1989-07-24 1991-06-04 General Dynamics Corp., Air Defense Systems Div. Booster retarding apparatus
RU2237598C2 (en) * 2002-12-10 2004-10-10 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Method of opening control surfaces of guided projectile actuator unit and actuator unit for realization of this method
RU2284457C1 (en) * 2005-02-08 2006-09-27 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Missile
RU2478532C1 (en) * 2011-08-04 2013-04-10 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Spacecraft head and method of its assembly
RU2613391C1 (en) * 2016-01-12 2017-03-16 Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" Rocket
RU2660968C1 (en) * 2017-08-30 2018-07-11 Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" Rocket

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5020436A (en) * 1989-07-24 1991-06-04 General Dynamics Corp., Air Defense Systems Div. Booster retarding apparatus
RU2237598C2 (en) * 2002-12-10 2004-10-10 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Method of opening control surfaces of guided projectile actuator unit and actuator unit for realization of this method
RU2284457C1 (en) * 2005-02-08 2006-09-27 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Missile
RU2478532C1 (en) * 2011-08-04 2013-04-10 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Spacecraft head and method of its assembly
RU2613391C1 (en) * 2016-01-12 2017-03-16 Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" Rocket
RU2660968C1 (en) * 2017-08-30 2018-07-11 Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" Rocket

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10563620B2 (en) Expandable exhaust cone
RU2265132C2 (en) Jet engine installation
US4291533A (en) Supersonic ramjet missile
RU2534838C1 (en) Cruise missile
US11976612B2 (en) Ramjet propulsion method
US5370343A (en) Arrangement for attachment and quick disconnect and jettison of rocket booster from space vehicle
US3221495A (en) Thrust cut-off and thrust reversal system
RU2690987C1 (en) Rocket
US12018629B2 (en) Thrust reverser comprising a single actuator for controlling a mobile cowling
US4050243A (en) Combination solid fuel ramjet injector/port cover
CN117028065A (en) Single-chamber double-thrust solid rocket engine with large thrust ratio
CN108995832A (en) A kind of Pneumatic booster formula stage separation mechanism
RU2362112C1 (en) Missile
US3313113A (en) Control for opening nozzles of rocket engines
US2880576A (en) Supersonic variable throat nozzle
US9200597B1 (en) Extendable nozzle for rocket engine
US3951342A (en) Extendible nozzle for a rocket motor or the like
US4625649A (en) Projectiles
RU2613391C1 (en) Rocket
RU61681U1 (en) MULTI-STAGE CARRIER ROCKET
US3430445A (en) Combined rocket-ramjet aircraft
CN112483256B (en) Automatic opening and closing device for air inlet of ramjet engine
RU2284460C1 (en) Missile and drive of missile stage separation mechanism
US4821962A (en) Propeller nozzles thereby reducing lateral forces
RU2569995C1 (en) Two-caliber guided missile