Устройство торможения отделяемого ракетного двигателя



Устройство торможения отделяемого ракетного двигателя
Устройство торможения отделяемого ракетного двигателя
Устройство торможения отделяемого ракетного двигателя
Устройство торможения отделяемого ракетного двигателя
Устройство торможения отделяемого ракетного двигателя
Устройство торможения отделяемого ракетного двигателя
Устройство торможения отделяемого ракетного двигателя

 


Владельцы патента RU 2540182:

Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" (RU)

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.

 

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.

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.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке реактивных снарядов с отделяющимися головными частями, снабженными отсеками разделения многофункционального назначения.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к вращающимся парашютам для самоприцеливающихся боеприпасов реактивных снарядов. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях противоградовых, метеорологических и других ракет, имеющих парашютную систему, обеспечивающую безопасное для населения и хозяйственных объектов прекращение полета.

Изобретение относится к области вооружения, а именно к авиационным бомбовым средствам поражения, а более конкретно к устройствам для размещения и последующего выброса парашютной системы.

Изобретение относится к области вооружения. .

Изобретение относится к авиационным боеприпасам, в частности к устройствам для размещения парашютной системы. .

Изобретение относится к кассетным боеприпасам, которые могут применяться в разовых бомбовых кассетах, в блоках самолетных контейнеров, в боевых частях ракет и т.д., а более конкретно - к устройствам для размещения и последующего выброса парашютной системы.

Изобретение относится к военной технике, а именно отделяемым головным частям различного целевого назначения, и может быть использовано для повышения боевой эффективности реактивных снарядов систем залпового огня.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке реактивных снарядов с отделяющимися головными частями. .

Изобретение относится к противоградовым ракетам для активного воздействия на облака с целью защиты агропроизводств от градобития. .

Изобретение относится к управлению спуском космического аппарата (КА) в атмосфере планеты путем регулирования его аэродинамического качества (АК). На начальном участке полета скорость КА в атмосфере увеличивается (КА движется к условному перицентру орбиты).

Изобретение относится к управлению спуском космического аппарата (КА) в атмосфере планеты путем регулирования его аэродинамического качества (АК). Способ заключается в выборе условий переключения угла крена на нулевое значение, с обеспечением перевода КА с изотемпературного участка (ИТУ) спуска на рикошетирующую траекторию.

Изобретение относится к конструкциям, предназначенным для снижения скорости спускаемых космических объектов в атмосфере. Развертываемое тормозное устройство состоит из жесткого лобового экрана, к которому крепится гибкая оболочка, покрытая с внешней стороны гибким теплозащитным чехлом.

Изобретение относится к космической технике, а именно к посадочным устройствам космического корабля (КК). Посадочное устройство КК содержит опорную тарель, откидную раму, два подкоса, кронштейн, датчик угла поворота рамы, цилиндрические шарниры с замковыми элементами, четыре посадочные опоры, центральную стойку с главным цилиндром, сотовым энергопоглотителем, телескопическим штоком (в виде неподвижных поршня и штока) с пневматическим механизмом выдвижения, узлом крепления к корпусу КК.

Изобретение относится к космической технике, преимущественно к космическим тросовым системам. Способ доставки с орбитальной станции на Землю спускаемого аппарата с использованием пассивного развертывания космической тросовой системы включает расстыковку двух соединенных тросом объектов, сообщение спускаемому аппарату начальной скорости расхождения, свободный выпуск троса при удалении спускаемого аппарата, фиксацию длины троса в конце реверсного участка, попутное маятниковое движение и отрезание троса в момент прохождения спускаемым аппаратом линии местной вертикали орбитальной станции.

Изобретение относится к космическому оборудованию и может быть использовано для спасения отработанных ступеней ракет-носителей при спуске в атмосферу. При отделении ракетного блока (РБ) на высоте более 70 км применяют воздушно-космическую парашютную систему из термостойких материалов и средства пассивной ориентации, стабилизации, торможения и тепловой защиты, на высоте ниже 10 км применяют парашютную систему и на высоте ниже 3 км применяют вертолетный подхват РБ.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при спуске космического аппарата (КА) в атмосфере планет. В процессе спуска КА измеряют температуру (Т), скорость (первая производная Т') и ускорение (вторая производная Т") изменения Т нагрева КА в критической области.

Изобретение относится к ракетной технике. .

Изобретение относится к средствам стыковки и разделения пневмогидравлических систем космических объектов (КО). .

Изобретение относится к авиакосмической технике и может быть использовано при мягкой посадке летательного аппарата (ЛА). Спускают и приземляют ЛА с помощью парашютно-реактивной системы, измеряют скорость и направление ветрового сноса ЛА, рассчитывают уровень тяги ракетного двигателя твердого топлива обнуления ветрового сноса (РДТТ ОВС), включают не менее одного многосоплового РДТТ ОВС с фиксированной массой, геометрией топливного заряда и осями сопел в плоскости поперечного сечения ЛА, разворачивают ЛА к моменту касания земли базовой плоскостью. Сопла РДТТ ОВС выполняют фиксированными или поворотными. Изобретение позволяет исключить кувыркание ЛА после посадки и отстрела куполов парашютов приземления. 4 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх