Результат интеллектуальной деятельности: УСТРОЙСТВО ТОРМОЖЕНИЯ ОТДЕЛЯЕМОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

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.