ракета

Формула изобретения

Ракета, содержащая маршевую ступень, отделяемую стартовую ступень с двигателем, механизм разделения с газогенератором, капсюлем, приводом и бойком, отличающаяся тем, что привод неподвижно закреплен в передней части двигателя и снабжен со стороны камеры сгорания двигателя поршнем с обтюратором и цилиндрическим ударником с плоским торцом со стороны газогенератора, газогенератор закреплен на маршевой ступени напротив ударника привода, а в дне газогенератора со стороны привода выполнен предохранительно-исполнительный механизм, выполненный в виде втулки с цилиндрической полостью и с центральным отверстием, в которую помещен с возможностью осевого перемещения поршень, при этом со стороны капсюля на поршне выполнен боек, а со стороны ударника - соосный с бойком цилиндрический выступ, входящий со стороны ударника в центральное отверстие втулки.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в многоступенчатых малогабаритных ракетах с отделяемым стартовым двигателем.

Известна ракета и газогенератор механизма разделения ступеней ракеты [патент RU № 2284456 от 08.02.2005 г., опубликован 27.09.2006 г., бюл. № 27], принятые авторами за прототип и содержащие маршевую ступень, отделяемую стартовую ступень с двигателем, газогенератор с капсюлем и привод, снабженный бойком. Известная конструкция ракеты и газогенератора механизма разделения ступеней ракеты расширяют ее функциональные возможности и повышают надежность.

Однако известная конструкция привода с бойком и газогенератора механизма разделения не в полной мере обеспечивают требуемую надежность функционирования в связи с тем, что она в значительной мере зависит от технологии сборки и допусков на элементы конструкции.

Так герметичность двигателя обеспечивается только в сборке с приводом бойка, закрепленным на газогенераторе, который, в свою очередь, не связан с двигателем, т.е. на промежуточных операциях сборки двигатель остается не герметичным, так как отверстия, соединяющие полость привода с камерой сгорания двигателя, ничем не герметизируются. Установка технологических заглушек в указанные отверстия позволяет проконтролировать герметичность двигателя, но посадочное место привода в составе двигателя все равно проконтролировать невозможно, т.е. заключительные контрольные операции механизма разделения не возможны. При этом при установке технологических заглушек всегда остается вероятность того, что их не извлекут при окончательной сборке, и механизм разделения не сработает.

Установка привода с бойком на дно газогенератора может привести при нарушении соосности при сборке к тому, что боек при перемещении будет касаться образующей направляющего канала. В результате за счет наличия нерасчетной силы трения энергии бойка может не хватить для накола капсюля, что приведет к несрабатыванию газогенератора и механизма разделения. Для исключения влияния несоосности сборки необходимо увеличивать диаметр направляющего канала, но тогда в случае пробития бойком капсюля и прорыве через него продуктов сгорания заряда газогенератора или при прорыве газов по наружной поверхности капсюля уменьшится скорость разделения ступеней, что приведет к недопустимому увеличению времени разделения и росту возмущений при разделении.

Задачей предлагаемого технического решения является повышение надежности функционирования ракеты в целом за счет исключения влияния технологических отклонений и случайных отказов комплектующих элементов конструкции.

Поставленная задача решается ракетой, содержащей маршевую ступень, отделяемую стартовую ступень с двигателем, механизм разделения с газогенератором, капсюлем, приводом и бойком, в которой привод неподвижно закреплен в передней части двигателя и снабжен со стороны камеры сгорания двигателя поршнем с обтюратором и цилиндрическим ударником с плоским торцом со стороны газогенератора, газогенератор закреплен на маршевой ступени напротив ударника привода, в дне газогенератора со стороны привода выполнен предохранительно-исполнительный механизм, представляющий собой втулку с цилиндрической полостью и с центральным отверстием, в которую помещен с возможностью осевого перемещения поршень, при этом со стороны капсюля на поршне выполнен боек, а со стороны ударника - соосный с бойком цилиндрический выступ, входящий со стороны ударника в центральное отверстие втулки.

Неподвижное закрепление привода на передней части двигателя и снабжение его поршнем с обтюратором позволяет контролировать герметичность не только двигателя, но и привода без разборки конструкции до установки в ракету, что повышает надежность конструкции и исключает прорыв продуктов сгорания двигателя в полость механизма разделения.

Плоский торец ударника обеспечивает гарантированный удар по цилиндрическому выступу поршня предохранительно-исполнительного механизма независимо от взаимной пространственной ориентации газогенератора и привода в составе механизма разделения, что исключает возможность несрабатывания капсюля и повышает надежность конструкции.

Предлагаемая конструкция предохранительно-исполнительного механизма позволяет за счет полой втулки регулировать величину хода бойка относительно капсюля, благодаря чему исключается возможность разрушения капсюля бойком. При этом даже в случае пробоя капсюля или при прорыве газов по наружной поверхности капсюля поршень будет прижат давлением к внутренней поверхности втулки со стороны отверстия и перекроет утечку продуктов сгорания пиросостава газогенератора, что обеспечит требуемые выходные характеристики механизма разделения.

Соосный с бойком цилиндрический выступ, который входит со стороны ударника в центральное отверстие втулки, обеспечивает передачу энергии от ударника к бойку и накалывание капсюля, а также исключает возможность перекоса поршня с бойком, что также повышает надежность работы механизма разделения.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется графическими материалами, где на фиг.1 представлена компоновочная схема ракеты, на фиг.2 - конструктивная схема механизма разделения (вид А на фиг.1), на фиг.3 - конструктивная схема предохранительно-исполнительного механизма газогенератора (вид Б на фиг.2).

Ракета содержит маршевую ступень 1, отделяемую стартовую ступень с двигателем 2, механизм разделения 3 (вид А) с газогенератором 4, капсюлем 5, приводом 6 и бойком 7. Привод 6 неподвижно закреплен в передней части двигателя 2. Он снабжен со стороны камеры сгорания двигателя поршнем 8 с обтюратором, а также цилиндрическим ударником 9 с плоским торцом со стороны газогенератора 4. Газогенератор 4 закреплен на маршевой ступени напротив привода 6 с ударником 9. В дне газогенератора 4 со стороны привода 6 выполнен предохранительно-исполнительный механизм (вид Б), представляющий собой втулку 10 с цилиндрической полостью и с центральным отверстием. Во втулку 10 помещен с возможностью осевого перемещения поршень 11, на котором со стороны капсюля 5 выполнен боек 7, а со стороны ударника 9 - соосный с бойком 7 цилиндрический выступ 12, который входит со стороны ударника в центральное отверстие втулки 10.

Работа предлагаемой конструкции осуществляется следующим образом: при запуске двигателя 2 ракеты давление продуктов сгорания топлива в камере сгорания приводит в рабочее состояние привод 6 путем воздействия на поршень 8 с обтюратором. По окончании работы двигателя давление в камере сгорания и полости привода начинает падать и при достижении расчетной величины привод 6 освобождает ударник 9, который ударяет в цилиндрический выступ 12 предохранительно-исполнительного механизма (вид Б). Предохранительно-исполнительный механизм бойком 7 деформирует капсюль 5, инициируя его. Форс пламени капсюля 5 поджигает пиросостав 13 газогенератора 4. Под действием давления газа, истекающего из газогенератора, происходит отделение маршевой ступени 1 от стартового двигателя 2. В случае пробоя капсюля 5 поршень 11 перекрывает отверстие во втулке 10, что обеспечивает штатную работу газогенератора 4.

Таким образом, за счет предлагаемой конструкции обеспечивается повышение надежности ракеты за счет исключения влияния технологических отклонений и случайных отказов комплектующих элементов.