×
29.04.2019
219.017.40e8

Результат интеллектуальной деятельности: РАКЕТА

Вид РИД

Изобретение

Аннотация: Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в многоступенчатых малогабаритных ракетах с отделяемым стартовым двигателем. Ракета содержит маршевую ступень, отделяемую стартовую ступень с двигателем, механизм разделения с газогенератором, капсюлем, приводом и бойком. Привод неподвижно закреплен в передней части двигателя и снабжен со стороны камеры сгорания двигателя поршнем с обтюратором и цилиндрическим ударником с плоским торцом со стороны газогенератора. Газогенератор закреплен на маршевой ступени напротив ударника привода. В дне газогенератора со стороны привода выполнен предохранительно-исполнительный механизм, выполненный в виде втулки с цилиндрической полостью и с центральным отверстием. Во втулку помещен с возможностью осевого перемещения поршень. Со стороны капсюля на поршне выполнен боек, а со стороны ударника - соосный с бойком цилиндрический выступ, входящий со стороны ударника в центральное отверстие втулки. Повышается надежность ракеты за счет исключения влияния технологических отклонений и случайных отказов комплектующих элементов конструкции. 3 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в многоступенчатых малогабаритных ракетах с отделяемым стартовым двигателем.

Известна ракета и газогенератор механизма разделения ступеней ракеты [патент RU №2284456 от 08.02.2005 г., опубликован 27.09.2006 г., бюл. №27], принятые авторами за прототип и содержащие маршевую ступень, отделяемую стартовую ступень с двигателем, газогенератор с капсюлем и привод, снабженный бойком. Известная конструкция ракеты и газогенератора механизма разделения ступеней ракеты расширяют ее функциональные возможности и повышают надежность.

Однако известная конструкция привода с бойком и газогенератора механизма разделения не в полной мере обеспечивают требуемую надежность функционирования в связи с тем, что она в значительной мере зависит от технологии сборки и допусков на элементы конструкции.

Так герметичность двигателя обеспечивается только в сборке с приводом бойка, закрепленным на газогенераторе, который, в свою очередь, не связан с двигателем, т.е. на промежуточных операциях сборки двигатель остается не герметичным, так как отверстия, соединяющие полость привода с камерой сгорания двигателя, ничем не герметизируются. Установка технологических заглушек в указанные отверстия позволяет проконтролировать герметичность двигателя, но посадочное место привода в составе двигателя все равно проконтролировать невозможно, т.е. заключительные контрольные операции механизма разделения не возможны. При этом при установке технологических заглушек всегда остается вероятность того, что их не извлекут при окончательной сборке, и механизм разделения не сработает.

Установка привода с бойком на дно газогенератора может привести при нарушении соосности при сборке к тому, что боек при перемещении будет касаться образующей направляющего канала. В результате за счет наличия нерасчетной силы трения энергии бойка может не хватить для накола капсюля, что приведет к несрабатыванию газогенератора и механизма разделения. Для исключения влияния несоосности сборки необходимо увеличивать диаметр направляющего канала, но тогда в случае пробития бойком капсюля и прорыве через него продуктов сгорания заряда газогенератора или при прорыве газов по наружной поверхности капсюля уменьшится скорость разделения ступеней, что приведет к недопустимому увеличению времени разделения и росту возмущений при разделении.

Задачей предлагаемого технического решения является повышение надежности функционирования ракеты в целом за счет исключения влияния технологических отклонений и случайных отказов комплектующих элементов конструкции.

Поставленная задача решается ракетой, содержащей маршевую ступень, отделяемую стартовую ступень с двигателем, механизм разделения с газогенератором, капсюлем, приводом и бойком, в которой привод неподвижно закреплен в передней части двигателя и снабжен со стороны камеры сгорания двигателя поршнем с обтюратором и цилиндрическим ударником с плоским торцом со стороны газогенератора, газогенератор закреплен на маршевой ступени напротив ударника привода, в дне газогенератора со стороны привода выполнен предохранительно-исполнительный механизм, представляющий собой втулку с цилиндрической полостью и с центральным отверстием, в которую помещен с возможностью осевого перемещения поршень, при этом со стороны капсюля на поршне выполнен боек, а со стороны ударника - соосный с бойком цилиндрический выступ, входящий со стороны ударника в центральное отверстие втулки.

Неподвижное закрепление привода на передней части двигателя и снабжение его поршнем с обтюратором позволяет контролировать герметичность не только двигателя, но и привода без разборки конструкции до установки в ракету, что повышает надежность конструкции и исключает прорыв продуктов сгорания двигателя в полость механизма разделения.

Плоский торец ударника обеспечивает гарантированный удар по цилиндрическому выступу поршня предохранительно-исполнительного механизма независимо от взаимной пространственной ориентации газогенератора и привода в составе механизма разделения, что исключает возможность несрабатывания капсюля и повышает надежность конструкции.

Предлагаемая конструкция предохранительно-исполнительного механизма позволяет за счет полой втулки регулировать величину хода бойка относительно капсюля, благодаря чему исключается возможность разрушения капсюля бойком. При этом даже в случае пробоя капсюля или при прорыве газов по наружной поверхности капсюля поршень будет прижат давлением к внутренней поверхности втулки со стороны отверстия и перекроет утечку продуктов сгорания пиросостава газогенератора, что обеспечит требуемые выходные характеристики механизма разделения.

Соосный с бойком цилиндрический выступ, который входит со стороны ударника в центральное отверстие втулки, обеспечивает передачу энергии от ударника к бойку и накалывание капсюля, а также исключает возможность перекоса поршня с бойком, что также повышает надежность работы механизма разделения.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется графическими материалами, где на фиг.1 представлена компоновочная схема ракеты, на фиг.2 - конструктивная схема механизма разделения (вид А на фиг.1), на фиг.3 - конструктивная схема предохранительно-исполнительного механизма газогенератора (вид Б на фиг.2).

Ракета содержит маршевую ступень 1, отделяемую стартовую ступень с двигателем 2, механизм разделения 3 (вид А) с газогенератором 4, капсюлем 5, приводом 6 и бойком 7. Привод 6 неподвижно закреплен в передней части двигателя 2. Он снабжен со стороны камеры сгорания двигателя поршнем 8 с обтюратором, а также цилиндрическим ударником 9 с плоским торцом со стороны газогенератора 4. Газогенератор 4 закреплен на маршевой ступени напротив привода 6 с ударником 9. В дне газогенератора 4 со стороны привода 6 выполнен предохранительно-исполнительный механизм (вид Б), представляющий собой втулку 10 с цилиндрической полостью и с центральным отверстием. Во втулку 10 помещен с возможностью осевого перемещения поршень 11, на котором со стороны капсюля 5 выполнен боек 7, а со стороны ударника 9 - соосный с бойком 7 цилиндрический выступ 12, который входит со стороны ударника в центральное отверстие втулки 10.

Работа предлагаемой конструкции осуществляется следующим образом: при запуске двигателя 2 ракеты давление продуктов сгорания топлива в камере сгорания приводит в рабочее состояние привод 6 путем воздействия на поршень 8 с обтюратором. По окончании работы двигателя давление в камере сгорания и полости привода начинает падать и при достижении расчетной величины привод 6 освобождает ударник 9, который ударяет в цилиндрический выступ 12 предохранительно-исполнительного механизма (вид Б). Предохранительно-исполнительный механизм бойком 7 деформирует капсюль 5, инициируя его. Форс пламени капсюля 5 поджигает пиросостав 13 газогенератора 4. Под действием давления газа, истекающего из газогенератора, происходит отделение маршевой ступени 1 от стартового двигателя 2. В случае пробоя капсюля 5 поршень 11 перекрывает отверстие во втулке 10, что обеспечивает штатную работу газогенератора 4.

Таким образом, за счет предлагаемой конструкции обеспечивается повышение надежности ракеты за счет исключения влияния технологических отклонений и случайных отказов комплектующих элементов.

Ракета, содержащая маршевую ступень, отделяемую стартовую ступень с двигателем, механизм разделения с газогенератором, капсюлем, приводом и бойком, отличающаяся тем, что привод неподвижно закреплен в передней части двигателя и снабжен со стороны камеры сгорания двигателя поршнем с обтюратором и цилиндрическим ударником с плоским торцом со стороны газогенератора, газогенератор закреплен на маршевой ступени напротив ударника привода, а в дне газогенератора со стороны привода выполнен предохранительно-исполнительный механизм, выполненный в виде втулки с цилиндрической полостью и с центральным отверстием, в которую помещен с возможностью осевого перемещения поршень, при этом со стороны капсюля на поршне выполнен боек, а со стороны ударника - соосный с бойком цилиндрический выступ, входящий со стороны ударника в центральное отверстие втулки.
Источник поступления информации: Роспатент

Showing 141-150 of 438 items.
29.05.2019
№219.017.640b

Способ управления ракетой и система наведения ракеты

Изобретение относится к области вооружения, а именно к ракетной технике, и может быть использовано при разработке ракетных комплексов, например, с носителями на земле, в которых применяются лучевые системы наведения. Технический результат - повышение точности наведения за счет коррекции на...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002289086
Дата охранного документа: 10.12.2006
29.05.2019
№219.017.6411

Управляемый снаряд

Изобретение относится к области вооружения. Управляемый снаряд содержит корпус, шпангоут со складывающимися аэродинамическими рулями, шарнирно установленными в цапфах приводных валов, механизм раскрытия и фиксации аэродинамических рулей с фиксирующими пружинами и герметизированным мембраной...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002289782
Дата охранного документа: 20.12.2006
29.05.2019
№219.017.642f

Зенитная ракета-мишень

Изобретение относится к области вооружения. Зенитная ракета-мишень содержит двигательную установку со стабилизатором, радиопрозрачный головной отсек с обтекателем и уголковым отражателем СВЧ-энергии, полый наконечник с диаметральными сквозными щелями и трассерами. Трассеры выполнены в виде...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002288432
Дата охранного документа: 27.11.2006
29.05.2019
№219.017.6431

Транспортно-пусковой контейнер для ракеты

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к транспортно-пусковым контейнерам (ТПК). Транспортно-пусковой контейнер для ракеты содержит трубу с кольцевым наружным утолщением около переднего торца, кольцевую обойму, закрепленную на кольцевом утолщении, в передней части которой...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002288422
Дата охранного документа: 27.11.2006
29.05.2019
№219.017.6433

Складной аэродинамический орган

Изобретение относится к области вооружения. Складной аэродинамический орган управляемого снаряда содержит лопасти и цилиндрические пружины, установленные по обе стороны цапфы на опорных штифтах перпендикулярно оси складывания лопасти. Поверхность цапфы выполнена в виде кулачка, снабженного...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002284450
Дата охранного документа: 27.09.2006
29.05.2019
№219.017.643f

Способ проверки газовой системы рулевого привода управляемого снаряда и устройство для его осуществления

Изобретения относятся к области ракетостроения и могут быть использованы для проверки газовой системы рулевого привода управляемого снаряда. Реализация изобретений позволяет обеспечить высокую точность контроля и низкую трудоемкость проведения проверки. Сущность способа заключается в том, что...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002246688
Дата охранного документа: 20.02.2005
29.05.2019
№219.017.6442

Управляемый снаряд

Изобретение относится к области вооружения, конкретно к ракетной технике. Сущность изобретения заключается в том, что на шпангоуте управляемого снаряда в зоне размещения рулей выполнены опорные выступы с пазами для выхода рулей, на наружной поверхности которых установлен обтекатель. Основание с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002248517
Дата охранного документа: 20.03.2005
29.05.2019
№219.017.6445

Радиоэлектронный блок

Изобретение относится к конструкциям радиоэлектронных блоков, предназначенных для использования в ракетной радиоэлектронной аппаратуре и носимых противотанковых комплексах. Технический результат - увеличение коэффициента заполнения объема блока. Достигается тем, что радиоэлектронный блок...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002248108
Дата охранного документа: 10.03.2005
29.05.2019
№219.017.6448

Устройство для стопорения пускового контейнера ракетной установки

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в конструкциях ракетных пусковых установок. Сущность изобретения заключается в том, что устройство для стопорения пускового контейнера ракетной установки содержит зажимной крюк и седловую опору пускового контейнера,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002247918
Дата охранного документа: 10.03.2005
29.05.2019
№219.017.6459

Ракета в пусковом контейнере

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в конструкции ракет, запускаемых из транспортно-пусковых контейнеров (ТПК). Реализация изобретения позволяет расширить функциональные возможности механизма удержания ракеты путем обеспечения возможности его использования...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002242697
Дата охранного документа: 20.12.2004
Showing 11-15 of 15 items.
13.06.2019
№219.017.822d

Армированная оболочка

Изобретение относится к области производства армированных оболочек высокого давления и может быть использовано для создания изделий сложной геометрической формы с высоким коэффициентом весового совершенства, т.е. материал силовой оболочки должен иметь высокие прочностные и жесткостные...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002369801
Дата охранного документа: 10.10.2009
02.07.2019
№219.017.a394

Способ отделения маршевой ступени снаряда от стартового двигателя и устройство для его реализации

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к средствам разъединения ступеней ракеты. Сущность изобретения заключается в том, что для отделения маршевой ступени снаряда от стартового двигателя воспламеняют пороховой заряд капсюлем ударного действия, накаливание которого...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002313762
Дата охранного документа: 27.12.2007
21.08.2019
№219.017.c1fd

Способ обнаружения и локализации текстовых форм на изображениях

Изобретение относится к способам обнаружения текста на полутоновых цифровых изображениях и связанным с ними способам сегментации изображений по признаку наличия текста. Техническим результатом является повышение точности обнаружения текстовых форм на изображениях, содержащих сложный фон. Способ...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002697737
Дата охранного документа: 19.08.2019
02.09.2019
№219.017.c66f

Двигательная установка

Изобретение относится к области ракетной техники и может найти применение в двигательных установках, работающих на твердом топливе, и автономных бортовых источниках энергии. Двигательная установка содержит камеру с сопловыми бобышками, в отверстиях которых вставлены вкладыши с соплами, экран,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002698780
Дата охранного документа: 29.08.2019
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
+ добавить свой РИД