×
27.06.2013
216.012.5184

Результат интеллектуальной деятельности: КРЫЛАТАЯ РАКЕТА

Вид РИД

Изобретение

Аннотация: Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкции крылатой ракеты. Крылатая ракета размещена в пусковом контейнере. Ракета содержит маршевую ступень с приборным отсеком и разгонную двигательную установку. Приборный отсек через отсечной пневмоклапан соединен с системой наддува. Система наддува содержит зарядное устройство, сигнализатор давления, пусковой пневмоклапан и соединительные трубопроводы. Система наддува приборного отсека ракеты размещена на узле стыковки стартово-разгонной ступени с приборным отсеком ракеты, установленной в транспортно-пусковом контейнере. Пусковой пневмоклапан выполнен в виде пироклапана. Достигается улучшение технологичности изготовления и эксплуатации ракеты. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкции ракеты, находящейся в транспортно-пусковом контейнере (ТПК) при эксплуатации и хранении на носителях.

Известны сверхзвуковые крылатые ракеты (КР), содержащие маршевую ступень, разгонную двигательную установку и размещаемые в транспортно-пусковых контейнерах (патент РФ 2352894, F42B 15/20, 2006 г.; патент РФ 2215981, F42B 15/00, 2001 г.).

Однако описания данных изобретений не содержат сведений об устройстве систем и отсеков маршевой ступени, позволяющих судить о способах и средствах обеспечения теплового режима приборного отсека.

Известна также ракета, находящаяся в пусковой установке носителя и содержащая маршевую ступень с приборным отсеком, двигательной установкой и стартово-разгонной ступенью (СРС). При этом система наддува приборного отсека (СН ПО) ракеты, включающая источник давления газа, зарядное устройство, сигнализатор давления, пусковой пневмоклапан, соединительные трубопроводы и соединяющий систему наддува с приборным отсеком отсечной пневмоклапан, установлена на носителе ракет («Схема пневмогидравлическая принципиальная» 949А-027-004, л.1, ОАО «ЦКБ МТ «Рубин», 1992 г., 191119, РФ, г. С.-Петербург, ул.Марата, 90).

Данное решение по технической сущности наиболее близко к предлагаемому изобретению и поэтому взято авторами за ближайший аналог.

Система наддува приборного отсека предназначена для повышения эффективности работы системы обеспечения теплового режима. В результате ее работы повышается давление газовой среды гермоотсека, вследствие чего увеличивается масса (и плотность) газового теплоносителя и, соответственно, интенсифицируется теплообмен внутри приборного отсека и обеспечиваются необходимые условия для надежного функционирования приборного оборудования.

Необходимо отметить, что известное конструктивно-компоновочное решение может быть признано рациональным только применительно к ракетам, эксплуатирующимся в пусковых устройствах носителя без ТПК. При этом СН ПО осуществляет предстартовый наддув приборного отсека КР и остается на носителе, обеспечивая минимальную стартовую массу ракеты.

Для варианта эксплуатации ракеты в ТПК и при размещении в пусковой установке носителя возникает проблема стыковки трубопроводом агрегатов системы наддува носителя с герметичным ПО ракеты: прокладка трубопровода даже небольшого сечения через стенку транспортно-пускового контейнера (также герметичного) сопряжена с конструктивными и технологическими трудностями и снижает надежность функционирования КР в ТПК на всех этапах эксплуатации. При этом необходимо использовать разделяющийся бортразъем, обеспечивающий как герметичность разделяемых частей системы наддува, так и безопасный выход ракеты из ТПК.

С целью исключения указанных недостатков, улучшения технологичности изготовления и повышения надежности функционирования КР в ТПК, система наддува приборного отсека ракеты, содержащая источник давления газа, зарядное устройство, сигнализатор давления, пусковой пневмоклапан, соединительные трубопроводы и отсечной пневмоклапан, размещена на узле стыковки стартово-разгонной ступени с приборным отсеком ракеты, при этом пусковой пневмоклапан выполнен в виде пироклапана, а отсечной пневмоклапан размещен в электропневморазъеме узла стыковки.

Предложенное техническое решение поясняется чертежами:

- на фиг.1 показан фрагмент принципиальной пневмогидравлической схемы ближайшего аналога, включающий:

1 - маршевую ступень с разгонной двигательной установкой,

2 - приборный отсек,

3 - пусковая установка носителя (контейнер),

4 - сигнализатор давления,

5 - источник давления газа,

6 - зарядное устройство,

7 - пусковой пневмоклапан,

8 - соединительные трубопроводы,

9 - разделяющийся бортразъем с обратными (отсечными) клапанами;

- на фиг.2 показана компоновка системы наддува приборного отсека предложенной крылатой ракеты, находящейся в ТПК:

10 - пусковая установка ракет носителя,

11 - транспортно-пусковой контейнер,

12 - маршевая ступень с основным двигателем,

13 - приборный отсек ракеты,

14 - узел стыковки,

15 - стартово-разгонная ступень,

16 - источник давления газа (баллон высокого давления, для данного примера тороидальной формы),

17 - сигнализатор давления,

18 - зарядное устройство (заправочная горловина),

19 - пусковой пироклапан,

20 - соединительные трубопроводы,

21 - отсечной пневмоклапан,

22 - электропневморазъем узла стыковки.

Компоновка предложенной крылатой ракеты с системой наддува приборного отсека показана для варианта размещения стартово-разгонной ступени во внутреннем объеме основного двигателя маршевой ступени.

Основной положительный эффект предлагаемого изобретения, а именно улучшение технологичности изготовления и эксплуатации, повышение надежности интегрированной конструкции КР и ТПК обеспечивается путем размещения агрегатов и устройств СН ПО на узле стыковки приборного отсека со стартово-разгонной ступенью ракеты.

Реализация предложенного технического решения позволяет исключить пневмогидравлическую связь между системами обеспечения старта пусковой установки носителя КР и ПО ракеты. При этом возникает дополнительный (немаловажный) положительный эффект, заключающийся в повышении плотности компоновки КР в ТПК.

Увеличение стартовой массы КР за счет предложенной схемы размещения СП ПО составляет незначительную величину (менее 1% от массы СРС) и практически не влияет на летно-технические характеристики ракеты.

Разрабатываемые КР являются изделиями одноразового применения, поэтому для повышения надежности работы и уменьшения габаритно-массовых характеристик СН ПО пусковой пневмоклапан выполнен в виде пироклапана.

С этой же целью для рационального использования полезного объема отсечной пневмоклапан системы наддува размещен (выполнен в составе конструкции) в электропневморазъеме узла стыковки.

При осуществлении старта предложенная крылатая ракета функционирует следующим образом.

В результате запуска СРС 15 создается избыточное давление в задонном объеме ТПК 11 и маршевая ступень ракеты 12 под действием «поршневого эффекта» начинает движение в ТПК. В момент начала движения КР срабатывает на открытие пусковой пироклапан 19 и газ из баллона высокого давления 16 по трубопроводам 20 поступает в приборный отсек 13 ракеты. Через определенное рассчитанное ранее время (в пределах времени до отделения СРС с узлом стыковки) абсолютное давление в ПО достигает заданного значения.

По достижении ракетой заданной скорости СРС 15 отделятся, при этом агрегаты СН ПО, установленные на узле стыковки 14, отделяются вместе с СРС, а отсечной пневмоклапан 21, размещенный в электропневморазъеме 22 узла стыковки, автоматически перекрывает отверстие в ПО.

Далее запускается основной двигатель маршевой ступени и КР совершает полет к цели.

Во время нахождения ракеты в транспортно-пусковом контейнере, размещенном в пусковой установке 10 носителя, сигнал от сигнализатора давления 17 на баллоне 16 поступает в контрольно-проверочную аппаратуру и автоматизированную систему управления носителя для контроля давления при регламентных проверках и предстартовой подготовки КР.

Резюмируя изложенное, можно заключить, что размещение агрегатов и устройств системы наддува приборного отсека ракеты на узле стыковки приборного отсека со стартово-разгонной ступенью ракеты позволяет исключить пневмогидравлическую связь между пусковой установкой носителя КР и ПО ракеты и тем самым улучшить технологичность изготовления и эксплуатации, а также повысить надежности интегрированной конструкции КР и ТПК.


КРЫЛАТАЯ РАКЕТА
КРЫЛАТАЯ РАКЕТА
Источник поступления информации: Роспатент

Showing 71-80 of 99 items.
20.04.2015
№216.013.417b

Устройство разделения ступеней двухступенчатой ракеты

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для разделения ступеней. Устройство разделения ступеней двухступенчатой ракеты в виде механизма управлением рулями содержит два звена, кинематически связанные с аэродинамическим и газовым рулями. Звено, связанное с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002548261
Дата охранного документа: 20.04.2015
20.04.2015
№216.013.42db

Регулятор расхода

Изобретение относится к системам гидравлической синхронизации движения исполнительных органов (ИО), испытывающих воздействие различных знакопеременных нагрузок, которые применяются в промышленных установках, в том числе на летательных аппаратах. Отличительной особенностью заявленного регулятора...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002548613
Дата охранного документа: 20.04.2015
20.04.2015
№216.013.42df

Нагреватель для стенда испытаний на прочность

Область использования: стендовые испытания на прочность конструкций летательных аппаратов (ЛА), например обтекателей на внешнее давление при неравномерном нагреве. Сущность: нагреватель для стенда испытаний на прочность при неравномерном нагреве содержит гибкие поверхностные нагревательные...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002548617
Дата охранного документа: 20.04.2015
20.04.2015
№216.013.4436

Складываемая аэродинамическая поверхность

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Складываемая аэродинамическая поверхность содержит центроплан и шарнирно соединенную с ним панель, расположенную в центроплане соосно оси складывания и с возможностью контакта толкателя и винтового штока. Шток установлен в двух соосных...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002548960
Дата охранного документа: 20.04.2015
20.04.2015
№216.013.448d

Устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей летательного аппарата

Изобретение относится к области летательных аппаратов (ЛА). Устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей ЛА состоит из узла, обеспечивающего прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к корпусу летательного аппарата и замкового устройства. В устройстве фиксации...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002549047
Дата охранного документа: 20.04.2015
20.04.2015
№216.013.4535

Способ прицеливания крылатых ракет, базирующихся на самоходной пусковой установке

Изобретение относится к военной технике и может найти применение при изготовлении наземных передвижных ракетных комплексов с крылатыми ракетами средней дальности. Технический результат - повышение точности. Для этого осуществляют сбор данных от маршрутно-навигационной системы топопривязки и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002549215
Дата охранного документа: 20.04.2015
10.05.2015
№216.013.483c

Складываемая аэродинамическая поверхность с двумя линиями складывания

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Складываемая аэродинамическая поверхность с двумя линиями складывания содержит центроплан, корневую и концевую панель, оси складывания которых параллельны оси корпуса летательного аппарата, силовой привод корневой панели, установленный в...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002549999
Дата охранного документа: 10.05.2015
10.05.2015
№216.013.4b51

Пластина звена приводной роликовой или втулочной цепи

Пластина звена приводной роликовой или втулочной цепи выполнена по всей толщине в виде криволинейного профиля, у которого оконечные части расположены оппозитно относительно поперечной оси профиля и очерчены дугами окружностей. Центральная часть профиля с минимальной шириной на поперечной оси...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002550788
Дата охранного документа: 10.05.2015
10.09.2015
№216.013.7966

Способ терморегулирования приборного отсека космического аппарата

Изобретение относится к управлению работой систем обеспечения теплового режима (СОТР) автоматических космических аппаратов (КА) на околоземных орбитах. Способ состоит в том, что при штатном теплонагружении КА обеспечение температур сотопанелей (СП) осуществляют пассивными средствами на уровне...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002562667
Дата охранного документа: 10.09.2015
27.09.2015
№216.013.7ecb

Способ тепловакуумных испытаний космического аппарата

Изобретение относится к области космической техники, а именно к наземной отработке теплового режима космических аппаратов. Способ тепловакуумных испытаний космического аппарата заключается в вакуумировании камеры с размещенным в ней КА до давления, исключающего конвективный теплообмен в камере,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002564056
Дата охранного документа: 27.09.2015
Showing 71-80 of 112 items.
20.04.2015
№216.013.42db

Регулятор расхода

Изобретение относится к системам гидравлической синхронизации движения исполнительных органов (ИО), испытывающих воздействие различных знакопеременных нагрузок, которые применяются в промышленных установках, в том числе на летательных аппаратах. Отличительной особенностью заявленного регулятора...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002548613
Дата охранного документа: 20.04.2015
20.04.2015
№216.013.42df

Нагреватель для стенда испытаний на прочность

Область использования: стендовые испытания на прочность конструкций летательных аппаратов (ЛА), например обтекателей на внешнее давление при неравномерном нагреве. Сущность: нагреватель для стенда испытаний на прочность при неравномерном нагреве содержит гибкие поверхностные нагревательные...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002548617
Дата охранного документа: 20.04.2015
20.04.2015
№216.013.4436

Складываемая аэродинамическая поверхность

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Складываемая аэродинамическая поверхность содержит центроплан и шарнирно соединенную с ним панель, расположенную в центроплане соосно оси складывания и с возможностью контакта толкателя и винтового штока. Шток установлен в двух соосных...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002548960
Дата охранного документа: 20.04.2015
20.04.2015
№216.013.448d

Устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей летательного аппарата

Изобретение относится к области летательных аппаратов (ЛА). Устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей ЛА состоит из узла, обеспечивающего прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к корпусу летательного аппарата и замкового устройства. В устройстве фиксации...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002549047
Дата охранного документа: 20.04.2015
20.04.2015
№216.013.4535

Способ прицеливания крылатых ракет, базирующихся на самоходной пусковой установке

Изобретение относится к военной технике и может найти применение при изготовлении наземных передвижных ракетных комплексов с крылатыми ракетами средней дальности. Технический результат - повышение точности. Для этого осуществляют сбор данных от маршрутно-навигационной системы топопривязки и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002549215
Дата охранного документа: 20.04.2015
10.05.2015
№216.013.483c

Складываемая аэродинамическая поверхность с двумя линиями складывания

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Складываемая аэродинамическая поверхность с двумя линиями складывания содержит центроплан, корневую и концевую панель, оси складывания которых параллельны оси корпуса летательного аппарата, силовой привод корневой панели, установленный в...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002549999
Дата охранного документа: 10.05.2015
10.05.2015
№216.013.4b51

Пластина звена приводной роликовой или втулочной цепи

Пластина звена приводной роликовой или втулочной цепи выполнена по всей толщине в виде криволинейного профиля, у которого оконечные части расположены оппозитно относительно поперечной оси профиля и очерчены дугами окружностей. Центральная часть профиля с минимальной шириной на поперечной оси...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002550788
Дата охранного документа: 10.05.2015
10.09.2015
№216.013.7966

Способ терморегулирования приборного отсека космического аппарата

Изобретение относится к управлению работой систем обеспечения теплового режима (СОТР) автоматических космических аппаратов (КА) на околоземных орбитах. Способ состоит в том, что при штатном теплонагружении КА обеспечение температур сотопанелей (СП) осуществляют пассивными средствами на уровне...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002562667
Дата охранного документа: 10.09.2015
27.09.2015
№216.013.7ecb

Способ тепловакуумных испытаний космического аппарата

Изобретение относится к области космической техники, а именно к наземной отработке теплового режима космических аппаратов. Способ тепловакуумных испытаний космического аппарата заключается в вакуумировании камеры с размещенным в ней КА до давления, исключающего конвективный теплообмен в камере,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002564056
Дата охранного документа: 27.09.2015
10.04.2016
№216.015.2d13

Система электропитания космического аппарата

Изобретение относится к бортовым системам электропитания (СЭП), преимущественно низкоорбитальных космических аппаратов (КА) с трехосной ориентацией. СЭП содержит панели солнечной батареи с устройством изменения их ориентации, размещенные с внешней стороны боковых сотопанелей приборного...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002579374
Дата охранного документа: 10.04.2016
+ добавить свой РИД