RU2103637C1

RU2103637C1 - Missile complex

Info

Publication number: RU2103637C1
Application number: RU93008360A
Authority: RU
Inventors: Х.-М.Х. Байсиев; Х.М. Дикинов; А.У. Белик
Priority date: 1993-02-11
Filing date: 1993-02-11
Publication date: 1998-01-27

Abstract

FIELD: rocketry, applicable at creation of high-accuracy missile complexes. SUBSTANCE: missile complex uses a launcher with laying devices, control panel and a guide fastened on its body. A solid-propellant missile is installed on the guide. The guide is made in the form of a rod fastened on the body for spinning, it has at least one longitudinal groove on its surface, and a tube conjugate to the rod is mounted in the missile axis, the tube is fastened in the central opening of the nozzle assembly, in which a pin for the rod longitudinal groove is installed to transmit spinning to the missile. A powder booster with tangential nozzles and slip rings connected to the control panel via spring-loaded contacts is installed in the lower part of the missile. EFFECT: enhanced accuracy due to preliminary spin-up of the missile before launching. 4 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в военной области, а также в народном хозяйстве для борьбы с такими стихийными бедствиями, как лавины и град. The invention relates to the field of rocketry and can be used in the military field, as well as in the national economy to deal with natural disasters such as avalanches and hail.

Известны различные ракетные комплексы, содержащие пусковую установку с приводом и пультом управления и размещенные на пусковой установке в направляющих твердотопливные ракеты [1, 2]. There are various missile systems containing a launcher with a drive and a control panel and placed on a launcher in guides of solid rockets [1, 2].

К недостаткам известных ракетных комплексов можно отнести сложность их конструкции и низкую безопасность применения. The disadvantages of the known missile systems include the complexity of their design and low safety.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому объекту является ракетный комплекс, содержащий пусковую установку с устройствами наведения, пультом управления и закрепленной на ее корпусе направляющей, на которой установлена и зафиксирована стопорными элементами твердотопливная ракета с кольцевым пазом под стопорные элементы на срезе соплового блока двигателя [3]. The closest in technical essence to the claimed object is a missile system containing a launcher with guidance devices, a control panel and a guide fixed to its body, on which a solid fuel rocket is installed and fixed with locking elements with an annular groove for the locking elements on a cut of the engine nozzle block [3 ].

Недостатком известного ракетного комплекса является низкая точность стрельбы, что обусловлено недостаточным стабилизирующим моментом ракеты в момент его схода с направляющей пусковой установки. Другим недостатком известного ракетного комплекса является низкая безопасность его применения, что связано с тем, что она не имеет систему защиты от блуждающих токов, возникающих в цепи системы запуска ракеты под воздействием мощных электрических полей от молниевых разрядов. Вследствие этого имеют место частые самосходы ракет с пусковых установок. A disadvantage of the known missile system is the low accuracy of fire, which is due to the insufficient stabilizing moment of the rocket at the time of its descent from the launcher guide. Another disadvantage of the known missile system is the low safety of its use, which is due to the fact that it does not have a protection system against stray currents arising in the circuit of the missile launch system under the influence of powerful electric fields from lightning discharges. As a result of this, there are frequent self-propelled missiles from launchers.

Целью настоящего изобретения является повышение точности стрельбы и безопасности применения ракетного комплекса. The aim of the present invention is to improve the accuracy of fire and the safety of the missile system.

Поставленная цель достигается тем, что направляющая в ракетном комплексе выполнена в виде закрепленного на корпусе с возможностью вращения штока, содержащего по меньшей мере один продольный паз на его поверхности, по оси ракеты смонтирована сопрягаемая со штоком труба, закрепленная в центральном отверстии соплового блока, в котором для передачи вращения ракете установлен штифт под продольный паз штока. This goal is achieved in that the guide in the missile system is made in the form of a rod mounted on the housing with the possibility of rotation, containing at least one longitudinal groove on its surface, a pipe mating with the rod mounted in the central hole of the nozzle block, in which To transmit rotation to the rocket, a pin is installed under the longitudinal groove of the rod.

На чертеже представлен общий вид ракетного комплекса и фрагменты соплового блока, поясняющие сопряжение штифтов блока с направляющими пазами (А) и размещение стопорного элемента в кольцевом пазе соплового блока (В). The drawing shows a General view of the rocket complex and fragments of the nozzle block, explaining the pairing of the pins of the block with the guide grooves (A) and the placement of the locking element in the annular groove of the nozzle block (B).

Ракетный комплекс содержит пусковую установку, на корпусе 1 которого размещен вращающийся на подшипниках 2 дисковый упор 3. Дисковый упор 3 содержит расположенные концентрично оси отверстия 4, а также размещенные по периметру стопорные элементы 5. По оси дискового упора 3 размещен направляющий шток 6, содержащий на боковой поверхности по меньшей мере один продольный паз 7. В данном случае на рисунке (фрагмент А) представлена конструкция направляющего штока 6 с двумя продольными пазами 7. Дисковый упор 3 снизу содержит ось 8, к которой прикреплен с помощью шлицевого соединения пороховой ускоритель 9 в виде цилиндра с тангенциальными соплами 10 на боковой поверхности. На боковой поверхности порохового ускорителя 9 размещены также кольцевые токосъемники 11. Ускоритель 9 содержит воспламенительные трубки 12, размещенные соосно в отверстиях 4. Пороховой ускоритель 9 фиксируется на оси 8 с помощью стопорного элемента 13, входящего в кольцевой паз 14 оси 8. В состав ракетного комплекса входит твердотопливная ракета 15, содержащая головную часть 16 и двигатель 17, внутри которого размещен твердотопливный заряд 16, ограниченный снизу сопловым блоком 19. По оси ракеты 15 смонтирована сопряженная с направляющим штоком 6 труба 20, верхний конец которой заглушен и примыкает к головной части 16, а нижний конец закреплен в центральное отверстие 21 соплового блока 19 и образует с ним герметичное соединение. На боковой поверхности центрального отверстия 21 (фрагмент А рисунка) размещены направляющие штифты 22. Сопловой блок 19 содержит также стопорный кольцевой паз 23, на боковой поверхности и размещенные концентрично оси сопла 24. По оси отверстия каждого сопла 24 размещен пороховой столбик 25. К основанию соплового блока 19 прикреплена защитная кольцевая оболочка 26, предохраняющая полость соплового блока 19 от попадания в нее влаги и пыли извне. На уровне порохового ускорителя 9 установлен подвижный блок 27 с электрическими контактами 28, который с помощью специального устройства, например электромагнита (на рис. не показан) может быть прижат к кольцевым токосъемникам 11 порохового ускорителя 9, либо отведен от них. Направление перемещения блока 27 на рис. показано стрелками. Ракетный комплекс содержит также устройство наведения по углу возвышения 29 и устройство наведения по азимуту 30, а также связанный с ними пульт управления 31 (на рис. указанные элементы показаны условно). Для запуска ракеты 15 на пульте управления 31 размещена пусковая кнопка 32, связанная с источником питания 33 и с электрическими контактами 28 подвижного блока 27. The missile system comprises a launcher, on the housing 1 of which a disk stop 3 is mounted rotating on bearings 2. The disk stop 3 contains aperture 4 arranged concentrically to the axis of the hole, as well as stop elements 5. A guide rod 6 is placed along the axis of the disk stop 3, containing the lateral surface of at least one longitudinal groove 7. In this case, the figure (fragment A) shows the design of the guide rod 6 with two longitudinal grooves 7. The disk stop 3 below contains an axis 8 to which is attached using a splined connection, the powder accelerator 9 in the form of a cylinder with tangential nozzles 10 on the side surface. Ring collectors 11 are also located on the lateral surface of the powder accelerator 9. The accelerator 9 contains ignition tubes 12 arranged coaxially in the holes 4. The powder accelerator 9 is fixed on the axis 8 using a locking element 13 included in the annular groove 14 of the axis 8. The composition of the missile system includes a solid fuel rocket 15 containing a head part 16 and an engine 17, inside which a solid fuel charge 16 is placed, bounded from below by the nozzle block 19. Along the axis of the rocket 15 is mounted 6 tr mated to the guide rod BA-20, the upper end of which is plugged and adjacent to the head portion 16 and the lower end is secured in a central opening 21 of the nozzle block 19 and forms a sealed connection. Guide pins 22 are placed on the lateral surface of the central hole 21 (fragment A of the figure). The nozzle block 19 also contains a retaining annular groove 23, and the nozzle axis 24 is concentric on the lateral surface. A powder column 25 is placed along the axis of the hole of each nozzle 24. To the nozzle base block 19 attached a protective annular shell 26, which protects the cavity of the nozzle block 19 from the ingress of moisture and dust from the outside. At the level of the powder accelerator 9, a movable block 27 with electrical contacts 28 is installed, which, using a special device, such as an electromagnet (not shown in the figure), can be pressed against the ring current collectors 11 of the powder accelerator 9 or removed from them. The direction of movement of block 27 in Fig. shown by arrows. The missile system also contains an elevation guidance device 29 and an azimuth guidance device 30, as well as a control panel 31 associated with them (these elements are shown conditionally in Fig.). To launch the rocket 15 on the control panel 31 is placed the start button 32, associated with the power source 33 and with the electrical contacts 28 of the movable unit 27.

Ракетный комплекс работает следующим образом. The missile system works as follows.

Перед запуском ракеты последняя устанавливается на направляющий шток пусковой установки. При этом направляющие штифты 22 соплового блока 19 совмещаются с пазами 7 штока 6. При движении ракеты 15 до дискового упора 3, стопорные элементы 5 входят в кольцевой стопорный паз 23 и фиксируют ее на дисковом упоре 3. При этом оси сопел 24 и оси отверстий 4 на дисковом упоре 3, а также оси воспламенительных трубок 12 порохового ускорителя 9 оказываются совмещенными. После этого с помощью пульта управления 31 и устройств 29 и 30 устанавливаются необходимый азимут и угол возвышения. Затем, непосредственно при запуске ракеты 15 с помощью специального устройства, например электромагнита (не показан), подвижный блок 27 прижимается к боковой поверхности порохового ускорителя 9. При этом электрические контакты 28 блока 27 прижимаются к кольцевым токосъемникам 11 порохового ускорителя и остаются подпружиненными к ним. После этого нажимается пусковая кнопка 32 и замыкается электрическая цепь, обеспечивающая воспламенение заряда порохового ускорителя 9. Под действием тангенциальных сил, возникающих при истечении пороховых газов из сопел 10 ускорителя 9, направляющий шток 6 вместе с ракетой 15 раскручивается до скоростей, обеспечивающих необходимый стабилизирующий момент при сходе ракеты с направляющего штока. В конце работы порохового ускорителя 9 срабатывают воспламенительные трубки 12 и луч огня от них прожигает кольцевую оболочку 26 и воспламеняет пороховые столбики 25. От столбиков 25 воспламеняется твердотопливный заряд 18 ракетного двигателя 17. В момент включения двигателя 17 в режим работы, газовые струи сбрасывают с оси 8 отработанный корпус порохового ускорителя 9 и после набора необходимой тяги, ракета 15, преодолев усилие срыва стопорных элементов 5, сходит с пусковой установки. Before launching the rocket, the latter is installed on the guide rod of the launcher. In this case, the guide pins 22 of the nozzle block 19 are aligned with the grooves 7 of the rod 6. When the rocket 15 moves to the disk stop 3, the locking elements 5 enter the annular stop groove 23 and fix it on the disk stop 3. The axis of the nozzles 24 and the axis of the holes 4 on the disk stop 3, as well as the axis of the ignition tubes 12 of the powder accelerator 9 are combined. After that, using the control panel 31 and devices 29 and 30, the required azimuth and elevation angle are set. Then, immediately when the rocket 15 is launched using a special device, for example, an electromagnet (not shown), the movable block 27 is pressed against the side surface of the powder accelerator 9. In this case, the electrical contacts 28 of the block 27 are pressed against the ring current collectors 11 of the powder accelerator and remain spring-loaded to them. After that, the start button 32 is pressed and the electric circuit is closed, which ignites the charge of the powder accelerator 9. Under the influence of the tangential forces arising from the expiration of the powder gases from the nozzles 10 of the accelerator 9, the guide rod 6 together with the rocket 15 is untwisted to speeds providing the necessary stabilizing moment at the descent of the rocket from the guide rod. At the end of the operation of the powder accelerator 9, ignition tubes 12 fire and a beam of fire burns through the annular shell 26 and ignites the powder columns 25. From the columns 25, the solid propellant charge 18 of the rocket engine 17 ignites. When the engine 17 is in operation, the gas jets are discharged from the axis 8 the spent housing of the powder accelerator 9 and after gaining the necessary traction, the rocket 15, having overcome the force of disruption of the locking elements 5, leaves the launcher.

Предложенное техническое решение позволяет повысить точность стрельбы за счет предварительной раскрутки ракеты перед ее запуском. При этом повышается безопасность применения ракетного комплекса за счет использования в системе запуска подвижного блока электрических контактов. The proposed technical solution allows to increase the accuracy of firing due to the preliminary promotion of the rocket before launching it. At the same time, the security of using the missile system is increased due to the use of electrical contacts in the launch system of the mobile unit.

Claims

1. A missile system containing a launcher with guidance devices, a control panel and a guide fixed to its body, on which a solid fuel rocket is installed and fixed with locking elements with an annular groove for locking elements at a section of the nozzle block of the engine, characterized in that the guide is made in the form mounted on the housing with the possibility of rotation of the rod with at least one longitudinal groove on its surface, along the axis of the rocket mounted pipe connected to the rod, fixed in the Central hole of the nozzle block, in which for transmitting rotation a pin is installed under the longitudinal groove of the rod.

2. The complex according to claim 1, characterized in that the stem is mounted on a bearing mounted on the bearing in the launcher housing of the disk stop with holes coaxial to the nozzle block of the rocket engine, while on the outer side of the disk stop the locking elements are placed uniformly around the circumference, and on the inside is attached a powder accelerator.

3. The complex according to claim 2, characterized in that the powder accelerator is made in the form of a cylinder with tangential nozzles and ring current collectors on its side wall, on the end of the accelerator adjacent to the disk stop, igniters are fixed coaxially to the holes of the stop, while the contacts of the control panel, interacting with ring current collectors, are made spring-loaded.

4. The complex according to claim 3, characterized in that a protective ring is installed on the nozzle openings of the rocket engine, on the inside of which there are attached powder columns placed in the engine nozzles.