Устройство торможения скоростной ракеты

Устройство торможения скоростной ракеты

Реферат

 

Использование: в ракетной технике, в частности в спасаемых скоростных исследовательских ракетах, боеприпасах, сбрасываемых с воздушных носителей, ступенях ракет. Сущность изобретения: 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. 4 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в конструкции спасаемых скоростных исследовательских ракет, а также для торможения боеприпасов, например, сбрасываемых с воздушных носителей на больших скоростях, либо ступеней ракет.

Для спасения таких ракет применяют, как правило, парашютные системы, при этом обеспечение допустимой скорости ввода парашюта возможно либо включением парашюта в точке траектории, в которой ракета имеет скорость порядка 150-200 м/с, либо аэродинамическим торможением ракеты до скорости, обеспечивающей ввод парашюта.

Для скоростных, и особенно гиперзвуковых, ракет допустим, в основном, второй путь, т. к. в условиях значительного кинетического нагрева в полете ракеты ее полет до момента достижения допустимой скорости ввода парашюта, превышающей по времени условия боевого применения, приведет к искажению реальной картины условий применения узлов и блоков, т.е. к недостоверной информации (особенно в отношении влияния кинетического нагрева).

Известны различные конструкции устройств торможения вспомогательных ракет с двухступенчатым торможением сначала с помощью устройства начального торможения (тормозных щитков или вспомогательного парашюта), а затем с помощью основного парашюта.

Примером такого устройства может служить вспомогательная ракета [1] содержащая устройство начального торможения в виде тормозных щитков и основной парашют, при этом тормозные щитки до раскрытия являются частью планера ракеты.

Недостатками приведенного устройства являются невозможность его использования для скоростных, особенно гиперзвуковых, ракет, планер которых испытывает в полете большой аэродинамический нагрев, и, кроме того, необходимость спасения парашютной системой всей массы ракеты, в том числе и бесполезной (первая ступень торможения и др.), что приводит к необходимости увеличения площади парашюта, а это снижает надежность раскрытия и из-за большей парусности увеличивает зону падения спасаемой ракеты и, соответственно, зону поиска.

В значительной мере указанных недостатков лишена безотказная система торможения для скоростного снаряда [2] являющаяся прототипом настоящего изобретения и содержащая основной парашют, размещенный в контейнере в задней части снаряда, а также устройство начального торможения (вспомогательный парашют), размещенный в задней части контейнера основного парашюта. Вспомогательный парашют вводится в действие в заданный момент с помощью пиротехнического расфиксирующего устройства и, раскрываясь, гасит скорость снаряда до необходимой для ввода основного парашюта величины.

Ввод основного парашюта также осуществляется после срабатывания пиротехнического расфиксирующего устройства. Вспомогательный парашют при этом вытягивает основной купол, после чего сбрасывается.

Основным недостатком описанного устройства является его недостаточная надежность, связанная с использованием временных пиротехнических устройств расфиксации вспомогательного и основного парашютов, обладающих большим разбросом времени срабатывания, что при больших скоростях полета может привести к введению основного парашюта на недопустимо большой скорости.

Целью изобретения является повышение надежности путем использования в качестве привода устройства расфиксации основного парашюта энергии набегающего потока, автоматически расфиксирующего устройство по достижении им определенной величины.

Для достижения указанной цели в известном устройстве торможения для скоростной ракеты, содержащем тандемно расположенные в хвостовой части ракеты основной парашют в контейнере, и размещенное в задней части контейнера устройство начального торможения, устройство фиксации-расфиксации основного парашюта выполнено в виде пружины сжатия, телескопически установленной перед контейнером парашюта, выполненным подвижным и своей передней частью взаимодействующим с цанговой частью охватывающего пружину стакана, удерживаемого в исходном положении разрушаемым фиксирующим элементом, при этом усилие пружины в конце рабочего хода выбрано равным величине скоростного напора на щитки при допустимой скорости ввода парашюта.

Такое конструктивное решение обеспечивает повышение надежности спасения путем автоматического ввода основного парашюта по достижении ракетной скорости, допустимой для ввода парашюта.

Сравнение заявляемого технического решения с прототипом позволило установить его соответствие критерию "новизна". При изучении других известных технических решений в данной области техники признаки, отличающие заявляемое решение от прототипа, не были выявлены, и поэтому они обеспечивают заявляемому техническому решению соответствие критерию "изобретательский уровень".

На фиг. 1 показан продольный разрез устройства торможения в исходном положении; на фиг. 2 продольный разрез устройства при работе первой ступени торможения; на фиг. 3 продольный разрез устройства в момент расцепления контейнера парашюта с корпусом; на фиг. 4 продольный разрез устройства при работе основного парашюта.

Предлагаемое устройство торможения для скоростной ракеты расположено в хвостовой части корпуса 1 ракеты (фиг. 1) и содержит устройство начального торможения в виде тормозных щитов 2, шарнирно закрепленных на контейнере 3 основного парашюта 4 и удерживаемых в сложенном положении колпаком 5, зафиксированным на корпусе 1 срезным штифтом 6. В задней части контейнера 3 в центральном гнезде установлен толкатель 7 с пирозамедлителем 8 и пороховой навеской 9.

Передняя часть контейнера 3 снабжена буртиком 10 со скосом 11, взаимодействующим с ответным скосом буртика 12 цанговой части 13 стакана 14 с передним дном 15.

В корпусе 1 ракеты жестко закреплена центральная штанга 16 с задним торцовым буртиком 17. Между буртом 17 и передним дном 15 стакана 14 установлена пружина сжатия 18, при этом между пружиной 18 и дном 15 установлена шайба 19, охватывающая срезной элемент 20.

В корпусе 1 ракеты также выполнена кольцевая проточка 21 длиной "а" (фиг. 2) не менее длины цанговой части 13 стакана 14, при этом задний торец 22 проточки расположен впереди заднего торца 23 (фиг. 1) стакана на длину "б".

Контейнер 3 удерживается в корпусе 1 с помощью фиксирующих шариков 24, размещенных в отверстиях хвостовика 25 корпуса 1 и проточке 26 контейнера 3 и удерживаемых от выпадения колпаком 5.

Купол основного парашюта 4 размещен в контейнере 3, вершина купола нитью 27 с помощью винта 28 закреплена в заднем дне контейнера, а стропы 29 прикреплены к коушу 30 соединительного каната 31, противоположный коуш 32 которого закреплен на заднем торце центральной штанги 16.

Работа устройства осуществляется следующим образом. При пуске ракеты (подаче импульса на поджиг двигателя) одновременно инициируется пирозамедлитель 8, время горения которого выбрано из условия обеспечения срабатывания устройства начального торможения в заданный момент времени полета. По окончании работы пирозамедлителя срабатывает пороховая навеска 9, и толкатель 10 под действием пороховых газов выбрасывается в направлении, противоположном направлению движения ракеты, сбрасывая при этом колпак 5 (срезая штифт 6) и освобождая шарики 24 и тормозные щитки 2.

Под действием набегающего потока щитки 2 раскрываются (фиг. 2), при этом под действием щитков контейнер 3 перемещается назад, выжимая шарики 24 стенкой канавки 26, при этом вместе с контейнером перемещается стакан 14, срезав срезной элемент 20 и сжимая через шайбу 19 пружину 18, до тех пор, пока задний торец шайбы, выбрав зазор "в" (фиг. 1, 2) не упрется в торец "г" штанги 16.

Дальнейший полет ракеты происходит с раскрытыми щитками 2 (фиг. 2), с контейнером 3, выдвинутым из корпуса 1 ракеты на величину "в" относительно начального положения, и максимально поджатой пружиной 18. При этом на щитки действует усилие торможения от аэродинамического напора, определяемое из зависимости для величины лобового сопротивления: , где C_x коэффициент лобового сопротивления щитков; удельная плотность воздуха; v текущее значение скорости ракеты; S_щ суммарная площадь консольной части щитков.

При падении скорости ракеты под действием усилия торможения наступает момент, когда усилие максимально сжатой пружины 18 начинает превышать осевое усилие, передаваемое от щитков на контейнер парашюта, сжимающее пружину, и она, разжимаясь и воздействуя через шайбу 19 на стакан 14, соответственно, на корпус контейнера, перемещает их вперед, при этом характеристика пружины 18 выбрана таким образом, что ее суммарный рабочий ход h = +b, при этом в конце хода обеспечивается усилие пружины , где v_g скорость, допустимая для введения в действие основного парашюта.

В конце рабочего хода задний торец 23 стакана 14 выходит за задний торец 22 проточки 21 (фиг. 3), и цанговая часть 13 стакана 14 получает возможность разжатия под действием скоса 11 бурта 10 контейнера на ответный скос бурта цанговой части 13 от разжимающего воздействия пружины 18 на стакан 14, а от усилия торможения на контейнер парашюта. Происходит расцепление контейнера со стаканом, и контейнер 3 под действием аэродинамической нагрузки на щитки выбрасывается из корпуса ракеты, при этом он нитью 27 вытягивает за собой купол парашюта 4, стропы 29 и соединительный канат 31. Далее происходят обрыв нити 27 и сброс контейнера 3, наполнение купола парашюта и дальнейший спуск ракеты на основном парашюте (фиг. 4).

Таким образом, в предлагаемом техническом решении по сравнению с прототипом обеспечивается автоматическое раскрытие купола основного парашюта по достижении ракетой скорости, допустимой для ввода парашюта, что повышает надежность и обеспечивает спасение скоростных ракет.

Источники информации 1. Бургесс Э. Управляемое реактивное оружие. М. Иностранная литература, 1958, с. 127.

2. Патент США N 3713387, кл. 102-4, 1973.

3. Остославский И.В. Титов В.М. Аэродинамический расчет самолета. Оборонгиз, 1947, с. 20.

Формула изобретения

Устройство торможения скоростной ракеты, содержащее 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, отличающееся тем, что узел фиксации основного парашюта выполнен в виде пружины сжатия, телескопически установленной перед контейнером парашюта на жестко соединенной с корпусом ракеты центральной штанге между ее задним торцевым буртиком и передним дном охватывающего пружину стакана, установленного в корпусе ракеты и снабженного в задней части цангой с внутренним буртиком и скосом, взаимодействующим с ответным скосом наружного буртика, выполненного на передней части контейнера основного парашюта, установленного внутри корпуса ракеты и соединенного с ним разрушаемым фиксирующим элементом, при этом корпус ракеты снабжен внутренней кольцевой проточкой, выполненной перед задним торцом стакана, а ширина проточки превышает длину цанговой части стакана, причем перед передним опорным витком пружины на центральной штанге установлен разрушаемый фиксирующий элемент.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4