Використання: в ракетній техніці, зокрема в тих, що спасалися швидкісних дослідницьких ракетах, боєприпасах, що скидаються з повітряних носіїв, щаблях ракет. Суть винаходу: пристрій гальмування швидкісний ракети містить тандемно розташовані в хвостовій частині ракети основний парашут в контейнері, розміщене на задній частині контейнера пристрій початкового гальмування, вузли фіксації основного парашута і пристрої початкового гальмування. Пристрій фіксації основного парашута виконано у вигляді пружини стиснення, телескопически встановленої перед контейнером парашута на жорстко з'єднаної з корпусом ракети центральної штанги між її заднім торцевих буртиком і переднім дном охоплює пружину склянки, встановленого в корпусі ракети і забезпеченого в задній частині цангою, внутрішнім буртиком і скосом , взаємодіє з відповідним скосом зовнішнього парашута, встановленого всередині корпусу ракети і сполученого з ним руйнується фіксуючим елементом. У корпусі ракети перед заднім торцем склянки виконана внутрішня кільцева проточка, ширина якої перевищує довжину цангову частини склянки, а перед переднім опорним витком пружини на центральній штанзі встановлено руйнується фіксуючий елемент. 4 мул.
Винахід відноситься до області ракетної техніки і може бути використано в конструкції спасалися швидкісних дослідницьких ракет, а також для гальмування боєприпасів, наприклад, що скидаються з повітряних носіїв на великих швидкостях, або ступенів ракет.
Для порятунку таких ракет застосовують, як правило, парашутні системи, при цьому забезпечення допустимої швидкості введення парашута можливо або включенням парашута в точці траєкторії, в якій ракета має швидкість близько 150-200 м / с, або аеродинамічним гальмуванням ракети до швидкості, що забезпечує введення парашута .
Для швидкісних, і особливо гіперзвукових, ракет допустимо, в основному, другий шлях, т. К. В умовах значного кінетичного нагріву в польоті ракети її політ до моменту досягнення допустимої швидкості введення парашута, що перевищує за часом умови бойового застосування, призведе до спотворення реальної картини умов застосування вузлів і блоків, тобто до недостовірної інформації (особливо щодо впливу кінетичного нагріву).
Відомі різні конструкції пристроїв гальмування допоміжних ракет з двоступінчастим гальмуванням спочатку за допомогою пристрою початкового гальмування (гальмівних щитків або допоміжного парашута), а потім за допомогою основного парашута.
Прикладом такого пристрою може служити допоміжна ракета [1] містить пристрій початкового гальмування у вигляді гальмівних щитків і основний парашут, при цьому гальмівні щитки до розкриття є частиною планера ракети.
Недоліками наведеного пристрою є неможливість його використання для швидкісних, особливо гіперзвукових, ракет, планер яких відчуває в польоті великий аеродинамічний нагрів, і, крім того, необхідність порятунку парашутної системою всієї маси ракети, в тому числі і марною (перший ступінь гальмування і ін.) , що призводить до необхідності збільшення площі парашута, а це знижує надійність розкриття і через більшу парусність збільшує зону падіння рятується ракети і, відповідно, зону пошуку.
Значною мірою зазначених недоліків позбавлена безвідмовна система гальмування для швидкісного снаряда [2] є прототипом винаходу і містить основний парашут, розміщений в контейнері в задній частині снаряда, а також пристрій початкового гальмування (допоміжний парашут), розміщений в задній частині контейнера основного парашута. Допоміжний парашут вводиться в дію в заданий момент за допомогою піротехнічного расфіксіруется пристрою і, розкриваючись, гасить швидкість снаряда до необхідної для введення основного парашута величини.
Введення основного парашута також здійснюється після спрацьовування піротехнічного расфіксіруется пристрою. Допоміжний парашут при цьому витягує основний купол, після чого скидається.
Основним недоліком описаного пристрою є його недостатня надійність, пов'язана з використанням тимчасових піротехнічних пристроїв расфіксаціі допоміжного і основного парашутів, що володіють великим розкидом часу спрацьовування, що при великих швидкостях польоту може привести до введення основного парашута на неприпустимо великій швидкості.
Метою винаходу є підвищення надійності шляхом використання в якості приводу пристрою расфіксаціі основного парашута енергії набігаючого потоку, автоматично расфіксіруется пристрій після досягнення ним певної величини.
Для досягнення зазначеної мети в відомому пристрої гальмування для швидкісної ракети, що містить тандемно розташовані в хвостовій частині ракети основний парашут в контейнері, і розміщене в задній частині контейнера пристрій початкового гальмування, пристрій фіксації-расфіксаціі основного парашута виконано у вигляді пружини стиснення, телескопически встановленої перед контейнером парашута, виконаним рухомим і своєю передньою частиною взаємодіє з цангові частиною охоплює пружину склянки, утримуваного в вихідному поло жении руйнуються фіксуючим елементом, при цьому зусилля пружини в кінці робочого ходу вибрано рівним величині швидкісного напору на щитки при допустимій швидкості введення парашута.
Таке конструктивне рішення забезпечує підвищення надійності порятунку шляхом автоматичного введення основного парашута після досягнення ракетної швидкості, допустимої для введення парашута.
Порівняння заявляється технічного рішення з прототипом дозволило встановити його відповідність критерію "новизна". При вивченні інших відомих технічних рішень в даній області техніки ознаки, що відрізняють заявляється рішення від прототипу, не були виявлені, і тому вони забезпечують заявляється технічному рішенню відповідність критерію "винахідницький рівень".
На фіг. 1 показаний поздовжній розріз пристрою гальмування в початковому положенні; на фіг. 2 поздовжній розріз пристрою при роботі першого ступеня гальмування; на фіг. 3 поздовжній розріз пристрою в момент розчеплення контейнера парашута з корпусом; на фіг. 4 поздовжній розріз пристрою при роботі основного парашута.
Пропоноване пристрій гальмування для швидкісної ракети розташоване в хвостовій частині корпусу 1 ракети (фіг. 1) і містить пристрій початкового гальмування у вигляді гальмівних щитів 2, шарнірно закріплених на контейнері 3 основного парашута 4 і утримуваних в складеному положенні ковпаком 5, зафіксованим на корпусі 1 зрізані штифтом 6. у задній частині контейнера 3 в центральному гнізді встановлений штовхач 7 з пірозамедлітелем 8 і пороховий навішуванням 9.
Передня частина контейнера 3 забезпечена буртиком 10 зі скосом 11, взаємодіє з відповідним скосом буртика 12 цангову частини 13 склянки 14 з переднім дном 15.
У корпусі 1 ракети жорстко закріплена центральна штанга 16 з заднім торцевих буртиком 17. Між бурти 17 і переднім дном 15 склянки 14 встановлена пружина стиснення 18, при цьому між пружиною 18 і дном 15 встановлена шайба 19, що охоплює зрізний елемент 20.
У корпусі 1 ракети також виконана кільцева проточка 21 довжиною "а" (фіг. 2) не менше довжини цангову частини 13 склянки 14, при цьому задній торець 22 проточки розташований попереду заднього торця 23 (фіг. 1) склянки на довжину "б".
Контейнер 3 утримується в корпусі 1 за допомогою фіксуючих кульок 24, розміщених в отворах хвостовика 25 корпусу 1 і проточці 26 контейнера 3 і утримуваних від випадання ковпаком 5.
Купол основного парашута 4 розміщений в контейнері 3, вершина купола ниткою 27 за допомогою гвинта 28 закріплена в задньому дні контейнера, а стропи 29 прикріплені до коуша 30 з'єднувального каната 31, протилежний коуш 32 якого закріплено на задньому торці центральної штанги 16.
Робота пристрою здійснюється наступним чином. При пуску ракети (подачі імпульсу на підпал двигуна) одночасно ініціюється пірозамедлітель 8, час горіння якого вибрано з умови забезпечення спрацювання пристрою початкового гальмування в заданий момент часу польоту. Після закінчення роботи пірозамедлітеля спрацьовує порохова навішування 9, і штовхач 10 під дією порохових газів викидається в напрямку, протилежному напрямку руху ракети, скидаючи при цьому ковпак 5 (зрізуючи штифт 6) і звільняючи кульки 24 і гальмівні щитки 2.
Під дією набігаючого потоку щитки 2 розкриваються (фіг. 2), при цьому під дією щитків контейнер 3 переміщається назад, вичавлюючи кульки 24 стінкою канавки 26, при цьому разом з контейнером переміщається стакан 14, зрізавши зрізний елемент 20 і стискаючи через шайбу 19 пружину 18 , до тих пір, поки задній торець шайби, вибравши зазор "в" (фіг. 1, 2) не упреться в торець "г" штанги 16.
Подальший політ ракети відбувається з розкритими щитками 2 (фіг. 2), з контейнером 3, висунутим з корпусу 1 ракети на величину "в" щодо початкового положення, і максимально підгорнутим пружиною 18. При цьому на щитки діє зусилля гальмування від аеродинамічного напору, яке визначається з залежності для величини лобового опору:. де Cx коефіцієнт лобового опору щитків; питома щільність повітря; v поточне значення швидкості ракети; Sщ сумарна площа консольної частини щитків.
При падінні швидкості ракети під дією зусилля гальмування настає момент, коли зусилля максимально стислої пружини 18 починає перевищувати осьове зусилля, яке передається від щитків на контейнер парашута, стискає пружину, і вона, розширюючись і впливаючи через шайбу 19 на склянку 14, відповідно, на корпус контейнера , переміщує їх вперед, при цьому характеристика пружини 18 обрана таким чином, що її сумарний робочий хід h = + b, при цьому в кінці ходу забезпечується зусилля пружини. де vg швидкість, допустима для введення в дію основного парашута.
В кінці робочого ходу задній торець 23 склянки 14 виходить за задній торець 22 проточки 21 (фіг. 3), і цангова частина 13 склянки 14 отримує можливість разжатия під дією скосу 11 бурту 10 контейнера на відповідний скіс бурту цангову частини 13 від розтискати впливу пружини 18 на склянку 14, а від зусиль гальмування на контейнер парашута. Відбувається розчеплення контейнера зі склянкою, і контейнер 3 під дією аеродинамічного навантаження на щитки викидається з корпусу ракети, при цьому він ниткою 27 витягає за собою купол парашута 4, стропи 29 і з'єднувальний канат 31. Далі відбуваються обрив нитки 27 і скидання контейнера 3, наповнення купола парашута і подальший спуск ракети на основному парашуті (фіг. 4).
Таким чином, в пропонованому технічному рішенні в порівнянні з прототипом забезпечується автоматичне розкриття купола основного парашута після досягнення ракетою швидкості, допустимої для введення парашута, що підвищує надійність і забезпечує порятунок швидкісних ракет.
Джерела інформації 1. Бургесс Е. Кероване реактивне зброю. М. Іноземна література, 1958, с. 127.
2. Патент США N 3713387, кл. 102-4, 1973.
3. Остославський І.В. Титов В.М. Аеродинамічний розрахунок літака. Оборонгиз, 1947, с. 20.
Пристрій гальмування швидкісний ракети, що містить тандемно розташовані в хвостовій частині ракети основний парашут в контейнері, розміщене на задній частині контейнера пристрій початкового гальмування, вузли фіксації основного парашута і пристрої початкового гальмування, яке відрізняється тим, що вузол фіксації основного парашута виконаний у вигляді пружини стиснення, телескопически встановленої перед контейнером парашута на жорстко з'єднаної з корпусом ракети центральної штанги між її заднім торцевих буртиком і переднім дном охвативающ його пружину склянки, встановленого в корпусі ракети і забезпеченого в задній частині цангою з внутрішнім буртиком і скосом, взаємодіючим з відповідним скосом зовнішнього буртика, виконаного на передній частині контейнера основного парашута, встановленого всередині корпусу ракети і сполученого з ним руйнується фіксуючим елементом, при цьому корпус ракети забезпечений внутрішньої кільцевої проточкою, виконаної перед заднім торцем склянки, а ширина проточки перевищує довжину цангову частини склянки, причому перед переднім опорним витком пружини а центральній штанзі встановлено руйнується фіксуючий елемент.