×
20.02.2015
216.013.2bd6

Результат интеллектуальной деятельности: УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА

Вид РИД

Изобретение

Аннотация: Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в управляемых ракетах. Управляемая ракета (УР) содержит последовательно телескопически соединенные радиальными винтами с гайками и коническими головками отсеки из цилиндрических тонкостенных оболочек, маршевый двигатель, боевую часть. Коническая головка содержит цилиндрическую поверхность, взаимодействующую с цилиндрическим отверстием одного отсека и конический участок, взаимодействующий с коническим отверстием второго отсека. Ось конического отверстия первого отсека расположена с эксцентриситетом от оси цилиндрического отверстия второго отсека. Изобретение позволяет повысить эффективность УР. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к оборонной технике, в частности к управляемым ракетам, выстреливаемым из трубчатой направляющей, содержащим сборку из двух последовательно телескопически соединенных отсеков, корпуса которых выполнены из тонкостенных оболочек.

Телескопическое соединение широко используется в ракетостроении и применяется практически во всех управляемых ракетах.

Преимуществом данного вида соединения являются малые габариты стыка по сравнению с фланцевыми соединениями, однако в корпусах соединяемых отсеков необходимо выполнять посадочные места с резьбовыми отверстиями под радиальные винты, и в классическом случае телескопического соединения при закручивании винтов получается зазор по посадочным торцам соединяемых отсеков, вследствие чего вся нагрузка при старте и полете ракеты в стыковочном месте приходится на винты.

Характерной особенностью управляемых ракет, выстреливаемых из трубчатых направляющих, является наличие больших стартовых осевых перегрузок, в результате чего возможен срез винтов, что повлечет за собой разрушение ракеты в целом.

Выполнение посадочных мест с резьбовыми отверстиями под винты в корпусах отсеков ведет к увеличению толщины корпуса в месте соединения, что уменьшает внутренний диаметр отсека, через который выполняется установка заряда твердого топлива в маршевом двигателе или заряда взрывчатого вещества корпуса боевой части, соответственно снижая эффективность боевой части и уменьшая диаметр заряда твердого топлива. Использование же тонкостенных оболочек для отсеков маршевого двигателя и боевой части без изготовления резьбовых посадочных мест позволяет по максимуму использовать заданный калибр ракеты в части наполнения ее большим количеством взрывчатого вещества и твердого топлива.

Известна управляемая ракета «Фагот» [Снаряд 9М111(9М111-2). Техническое описание и инструкция по эксплуатации, Военное издательство Министерства обороны СССР, М., 1975, с.11, рис.5], принятая за прототип, в котором данная проблема решена путем установки между двумя отсеками, корпуса которых выполнены в виде тонкостенных оболочек, переходного шпангоута, который телескопически соединен радиальными винтами с каждым из отсеков, на внешней поверхности шпангоута выполнен специальный выступающий буртик, который своими боковыми поверхностями взаимодействует с упорными поверхностями двух отсеков.

Недостатками данного способа сборки двух отсеков, выполненных из тонкостенных оболочек, являются большая длина стыка двух отсеков, необходимость выполнять фактически два телескопических соединения: последовательно первого отсека со шпангоутом и второго отсека со шпангоутом, требование повышенной точности изготовления поверхностей шпангоута, взаимодействующих с внутренними поверхностями оболочек двух отсеков, с целью обеспечения их соосности.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение эффективности ракеты за счет создания надежного телескопического соединения маршевого двигателя и боевой части.

Решение поставленной задачи достигается тем, что в управляемой ракете, выстреливаемой из трубчатой направляющей, содержащей сборку из последовательно соединенных двух отсеков, преимущественно маршевого двигателя и боевой части, цилиндрические тонкостенные оболочки соединены телескопически без выполнения резьбовых отверстий. В первом отсеке выполнено коническое отверстие под головку винта, во втором - цилиндрическое отверстие. Соединение выполнено радиальными винтами с конической головкой, на конической головке выполнена цилиндрическая поверхность, взаимодействующая с цилиндрической поверхностью второго отсека, а коническим участком с коническим отверстием первого отсека.

Для обеспечения прочности стыка к воздействию осевых перегрузок расстояние от конического отверстия первого отсека до его упорной поверхности выполнено больше расстояния от цилиндрического отверстия до упорной поверхности второго отсека, а радиальные винты размещены в одной плоскости с соединяемыми отсеками.

В частном случае радиальные винты своей резьбовой частью взаимодействуют с резьбовой поверхностью гайки, установленной на внутренней поверхности второго отсека.

Во втором частном случае резьбовая часть радиальных винтов взаимодействует с радиальными резьбовыми отверстиями, выполненными в кольцевой детали, свободно установленной внутри второго отсека.

Таким образом, головка винта одновременно взаимодействует с обеими оболочками отсеков, обеспечив надежный контакт отсеков по их торцам.

Предлагаемое техническое решение поясняется графическим материалом (Фиг.1-4).

На Фиг.1 изображена ракета, содержащая сборку из двух отсеков 1 и 3 (маршевого двигателя и боевой части соответственно), корпуса которых выполнены из тонкостенных оболочек, соединенные радиальными винтами 2.

В первом корпусе выполнено посадочное место под установку на нем второго корпуса. Сборка двух отсеков осуществляется посредством установки радиальных винтов 2, взаимодействующих с коническим и цилиндрическим отверстием отсека 3 и 1 соответственно, а резьбовой частью с резьбовой частью гайки 4, которая свободно установлена на внутренней поверхности отсека 3 (Фиг.3).

При этом расстояние b от торца посадочного места первого корпуса до оси конического отверстия больше расстояния а от торца второго корпуса до оси цилиндрического отверстия (Фиг.2). Это позволяет при завинчивании винтов обеспечить натяг по поверхностям Г (по упорным поверхностям первого и второго отсеков, по конической и цилиндрической поверхностям отверстий и винтов, а по остальным поверхностям обеспечивается зазор) (Фиг.3).

При этом наличие натягов по поверхностям Г обеспечивает более надежное соединение отсеков и нагрузки, действующие на ракету при старте в месте стыка, приходятся уже на упорные поверхности соединяемых отсеков.

Однако при сборке двух отсеков управляемой ракеты возникает сложность в установке гаек внутри отсека, поэтому предлагается завинчивать винты в резьбовые отверстия кольцевой детали, установленной внутри второго отсека (Фиг.4).

Предложенное техническое решение позволяет обеспечить надежное соединение двух отсеков, корпуса которых выполнены из тонкостенных оболочек, без использования дополнительного шпангоута, увеличивающего длину стыка, уменьшить количество стыковочных мест за счет разгрузки винтов от стартовых перегрузок, повысить эффективность ракеты за счет уменьшения длины соединения двух отсеков, тем самым освобождая место под заряд твердого топлива и взрывчатое вещество, тем самым увеличивая дальность полета и эффективность боевой части.


УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА
УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА
УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА
УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА
Источник поступления информации: Роспатент

Showing 61-65 of 65 items.
25.08.2017
№217.015.ab6f

Способ наведения управляемого снаряда, телеориентируемого в луче лазера (варианты)

Изобретение относится к области авиационного приборостроения систем наведения управляемых снарядов и может быть использовано в системах наведения (СН) с телеориентацией снаряда в луче лазера. Технический результат – расширение функциональных возможностей на основе обеспечения рационального...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002612054
Дата охранного документа: 02.03.2017
25.08.2017
№217.015.bd33

Стабилизатор управляемой ракеты

Изобретение относится к области вооружения, в частности к конструкции малогабаритных управляемых ракет, выстреливаемых из трубчатой направляющей – контейнера, и может быть использовано в конструкциях с различными аэродинамическими схемами. Технический результат - повышение надежности и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002616310
Дата охранного документа: 14.04.2017
26.08.2017
№217.015.dee7

Способ запуска маршевого двигателя управляемого реактивного снаряда и инерционное замыкающее устройство

Изобретение относится к области вооружения, в частности к малогабаритным управляемым реактивным снарядам. При запуске маршевого двигателя управляемого реактивного снаряда замыкание электрической цепи электровоспламенителя маршевого двигателя производят двумя инерционными замыкателями под...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002624929
Дата охранного документа: 11.07.2017
26.08.2017
№217.015.dee8

Устройство крепления управляемой ракеты

Изобретение относится к ракетной технике. Устройство крепления управляемой ракеты, снабженной стартовым двигателем, в транспортно-пусковом контейнере (ТПК) выполнено в виде обоймы. Обойма состоит из двух пар полуколец, причем внутренние полукольца установлены в проточку корпуса стартового...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002624952
Дата охранного документа: 11.07.2017
04.04.2018
№218.016.31fc

Управляемый снаряд

Изобретение относится к области вооружения, в частности к области малогабаритных управляемых снарядов, преимущественно с дозвуковыми и трансзвуковыми скоростями полета, и может быть использовано в конструкциях с различными аэродинамическими схемами. Управляемый снаряд, выполненный по...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002645322
Дата охранного документа: 20.02.2018
Showing 81-83 of 83 items.
29.06.2019
№219.017.9eb8

Способ наведения вращающейся ракеты с релейным приводом рулевого органа (варианты)

Изобретение относится к области разработки систем наведения ракет и может быть использовано в комплексах ПТУР и ЗУР. Способ наведения вращающейся ракеты включает формирование модулированного излучения на пусковом устройстве, прием излучения на ракете и выработку сигналов управления в...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002326323
Дата охранного документа: 10.06.2008
06.03.2020
№220.018.09d8

Боевая часть реактивного снаряда (варианты)

Группа изобретений относится к области вооружения и военной техники, а именно к боевым частям с объемно-детонирующими зарядами и осколочно-фугасным боевым частям реактивных снарядов. Технический результат – повышение поражающего действия боевой части реактивного снаряда за счет увеличения...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002715939
Дата охранного документа: 04.03.2020
27.05.2020
№220.018.2163

Способ запуска маршевого двигателя управляемой ракеты и устройство для его осуществления

Изобретение относится к области ракетного вооружения, а именно к способам стрельбы управляемыми ракетами, и может быть использовано в комплексах противотанковых и зенитных управляемых ракет. Технический результат - повышение надежности запуска маршевого двигателя управляемых ракет. Устройство...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002721923
Дата охранного документа: 25.05.2020
+ добавить свой РИД