×
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 161-170 of 438 items.
29.05.2019
№219.017.64c0

Способ стрельбы управляемым снарядом и система наведения управляемого снаряда

Изобретение относится к оптическим системам наведения самодвижущихся снарядов и может быть использовано в системах управляемого оружия с телеориентацией в луче лазера. Реализация изобретения позволяет производить наведение различных типов снарядов с обеспечением их помехозащищенности и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 02205347
Дата охранного документа: 27.05.2003
29.05.2019
№219.017.64c7

Стенд для отработки разделения стартовой и маршевой ступеней управляемых ракет

Изобретение относится к испытательной технике. Преимущественная область применения - стендовая отработка управляемых ракет с отделяемыми в полете частями. Стенд для отработки разделения стартовой и маршевой ступеней управляемых ракет содержит основание, гибкие связи для подвески ступеней...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002253097
Дата охранного документа: 27.05.2005
29.05.2019
№219.017.64e4

Управляемая ракета в контейнере

Изобретение относится к области вооружения. Управляемая ракета в транспортно-пусковом контейнере содержит рули, стартовый и маршевый двигатели, блок стабилизатора, состоящий из упругих консолей, сложенных вокруг корпуса, на одной из которых закреплен трассер, установленный в плоскости,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002258896
Дата охранного документа: 20.08.2005
29.05.2019
№219.017.64e5

Комплекс вооружения бронеобъекта

Изобретение относится к военной технике и может найти применение в конструкциях танков, боевых машин пехоты и бронетранспортеров, а также в стационарно размещенных бронеобъектах. Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно в комплекс вооружения введены панорамический прицел...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002258189
Дата охранного документа: 10.08.2005
29.05.2019
№219.017.64f1

Бронебойная пуля

Изобретение относится к боеприпасам стрелкового оружия, предназначенным для поражения оснащенной индивидуальной бронезащитой живой силы противника. Пуля содержит ступенчатую оболочку, имеющую головную, ведущую и хвостовую части, установленный в ней с выступанием головной части бронебойный...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 02235276
Дата охранного документа: 27.08.2004
29.05.2019
№219.017.6518

Гранатометная установка

Изобретение относится к военной технике, а более конкретно к стационарным или подвижным установкам стрелкового автоматического оружия. Изобретение позволяет сократить время вертикального наведения оружия, устранить возможность поражения стрелка и боекомплекта пулями и осколками, а также...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 02222759
Дата охранного документа: 27.01.2004
29.05.2019
№219.017.6532

Устройство формирования сигналов управления вращающейся ракетой

Изобретение относится к области систем управления (СУ) ракетами и может быть использовано в комплексах ПТУР и ЗУР. Технический результат - повышение точности наведения вращающихся по углу крена ракет при наличии высокочастотных шумов и помех. Сущность изобретения заключается в формировании...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 02219473
Дата охранного документа: 20.12.2003
29.05.2019
№219.017.654d

Пусковая установка

Изобретение относится к области военной техники, в частности размещению противотанковых управляемых реактивных снарядов (ПТУРС) на бронетехнике. Сущность изобретения заключается в том, что закрепление пускового кронштейна выполнено с помощью резьбовых втулок. Пусковой кронштейн снабжен верхней...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 02212610
Дата охранного документа: 20.09.2003
29.05.2019
№219.017.65b9

Автоматический гранатомет

Изобретение относится к автоматическому оружию с ленточным питанием. Автоматический гранатомет включает в себя ствол, ствольную коробку, затвор и приемник с размещенным в нем механизмом подачи патронной ленты, состоящим из рычага подачи с подавателем. На рычаге подачи выполнен копирный паз. На...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002399851
Дата охранного документа: 20.09.2010
29.05.2019
№219.017.65d1

Броневая башня с защитными элементами

Изобретение относится к области техники вооружения, в частности к бронетехнике. Броневая башня содержит основную броню и наружный экран. Наружный экран выполнен из тонких листовых элементов, которые прикреплены установленными по их периметру и жестко закрепленными на основной броне бобышками с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002314477
Дата охранного документа: 10.01.2008
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