Ракета

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть применено в ракетах с отделяемой стартовой ступенью. Ракета содержит маршевую ступень и отделяемую стартовую ступень с двигателем и механизмом разделения. Отделение стартовой ступени после окончания работы двигателя от маршевой ступени происходит посредством механизма разделения, установленного между маршевой и стартовой ступенью. Механизм разделения содержит шпангоут и зафиксированный в шпангоуте насадок с размещенным внутри газогенератором, при этом шпангоут закреплен с помощью накидной гайки на двигателе, а 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. 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. Технический результат предлагаемого решения заключается в повышении надежности системы разделения ступеней ракеты. 3 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть применено в ракетах с отделяемой стартовой ступенью.

Известна ракета, описанная в патенте РФ №2284457, 27.09.2006 г., МПК F42B 15/00 и принятая нами за прототип.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

Рабочим ходом разделения является расстояние перемещения насадка относительно шпангоута до торможения улавливающими винтами. Рабочий ход до момента открытия проточек в шпангоуте является участком разгона.

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.

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.

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.



 

Похожие патенты:

Пирозамок // 2655978
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для соединения и последующего разъединения полезной нагрузки. Пирозамок содержит подпружиненное устройство, расположенное в скрепляемых элементах, вкладыши, устройство для удержания вкладышей, корпус с отверстиями и демпфирующее устройство.

Изобретение относится к ракетной технике и может найти применение в конструкциях систем разделения объектов летательных аппаратов (ЛА). Целью изобретения является создание надежного фиксатора разделяемых объектов ЛА для соединения без люфта сложных разделяемых объектов большой массы, обеспечивающего контроль несанкционированного перемещения штока фиксатора при монтаже на объекте, с исключением условий демпфирования штока фиксатора и удержания его в крайнем положении при разделении объектов.

Изобретение относится к бортовой автоматике изделий ракетной, ракетно-космической, авиационной, специальной техники, главным образом к агрегатам и системам стыковки и разделения частей летательных аппаратов, в частности к системам разведения детонационных команд от инициирующих устройств к исполнительным узлам, например системам разделения, а также к устройствам взрывной логики - пиротехническим временным устройствам.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано в конструкции высокоскоростных двухступенчатых ракет. Устройство установлено в корпусе летательного аппарата и содержит электрический узел.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к управляемым снарядам. Cнаряд содержит корпус с кольцевым упором внутри его передней части и поджимной гайкой в задней части, между которыми последовательно установлены боевая часть и блоки аппаратуры управления.

Изобретения относятся к ракетной технике и могут быть использованы при создании ракеты и ракетного двигателя твердого топлива, имеющих габаритные ограничения в исходном состоянии, причем длина полезного груза ракеты сопоставима с длиной корпуса ракетного двигателя.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке разделяющихся боеприпасов реактивной и ствольной артиллерии. Технический результат – повышение надежности работы устройства.

Предлагаемая группа изобретений относится к области ракетной техники и может быть использована в малогабаритных зенитных и противотанковых ракетах. Бикалиберная ракета (вариант 1) содержит разгонный двигатель и механически связанный с ним переходной обтекатель, телескопически установленные на кормовую часть маршевой ступени.

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике. Переходной отсек головной части ракеты-носителя (РН) содержит корпус, адаптер и средство соединения корпуса с адаптером.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к отсеку разделения снаряда. Содержит оболочку с дном, опорное кольцо, поршень, источник энергии с инициирующим устройством и узел форсирования, скрепляющий разделяемые элементы конструкции.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к устройствам, обеспечивающим сохранность ракеты при ее размещении в транспортно-пусковом контейнере (ТПК) на носителях, транспортно-заряжающих машинах, базах долговременного хранения.

Изобретение относится к зенитным и к авиационным ракетам класса «воздух-воздух». Технический результат - улучшение маневренности ракет.

Предлагаемая группа изобретений относится к военной технике, в частности к системам управляемого оружия с лазерными полуактивными головками самонаведения (ЛПГСН).

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в конструкциях малогабаритных ракет. Бикалиберная ракета содержит отделяемый стартовый двигатель с посадочным гнездом, в которое установлена кормовая часть маршевой ступени с кольцевым насадком, расположенным перед торцом двигателя.

Изобретение относится к области ракетной техники. Самоприцеливающийся боевой элемент содержит корпус с боевой частью, вращающийся парашют с полюсным отверстием, при этом внутри корпуса элемента перпендикулярно его продольной оси установлены выдвижные подпружиненные тормозные щитки.

Изобретение относится к авиационным ракетам различных классов. Технический результат – уменьшение аэродинамического сопротивления ракеты за счет заднего торца.

Изобретение относится к ракетам с динамическими помехами для различных их классов. Технический результат – повышение эффективности создания радиолокационных помех радиолокатору оборонительной системы объекта.

Изобретение относится к способам спасения людей с применением авиационных средств. Способ оперативной доставки средств спасения с использованием ракетного комплекса заключается в выборе из комплекта ракеты, оснащенной взаимозаменяемой головной частью (ГЧ).

Группа изобретений относится к области вооружения и может быть использована при проектировании и модернизации управляемых боеприпасов, включающих в свою конструкцию отделяемый на траектории носовой обтекатель.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к области малогабаритных управляемых снарядов, преимущественно с дозвуковыми и трансзвуковыми скоростями полета, и может быть использовано в конструкциях с различными аэродинамическими схемами.

Группа изобретений относится к ракетной технике и может быть применена для многоразовых возвращаемых ракетно-космический систем, способных совершать пилотируемый полет в атмосфере.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть применено в ракетах с отделяемой стартовой ступенью. Ракета содержит маршевую ступень и отделяемую стартовую ступень с двигателем и механизмом разделения. Отделение стартовой ступени после окончания работы двигателя от маршевой ступени происходит посредством механизма разделения, установленного между маршевой и стартовой ступенью. Механизм разделения содержит шпангоут и зафиксированный в шпангоуте насадок с размещенным внутри газогенератором, при этом шпангоут закреплен с помощью накидной гайки на двигателе, а 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. 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. Технический результат предлагаемого решения заключается в повышении надежности системы разделения ступеней ракеты. 3 ил.

Наверх