×
02.07.2019
219.017.a38b

РАКЕТА

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
№ охранного документа
02222771
Дата охранного документа
27.01.2004
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: Изобретение относится к области вооружений и может найти применение в ракетных комплексах ближнего радиуса действия. Ракета содержит отделяемый стартовый двигатель, телескопически соединенный с кормовой частью маршевой ступени. Кормовая часть маршевой ступени снабжена охватывающим ее по наружному диаметру подвижным поршнем, выполненным с выступающей за торец маршевой ступени юбкой. Посадочное гнездо в передней части двигателя снабжено упором, внутренний диаметр которого равен диаметру маршевой ступени. Поршень соединен с кормовой частью маршевой ступени разрывным элементом. Таким выполнением ракеты достигается уменьшение возмещений маршевой ступени при разделении ракеты и как следствие - повышение надежности. 2 ил.
Реферат Свернуть Развернуть

Изобретение относится к области вооружений и может найти применение в ракетных комплексах ближнего радиуса действия.

Известна конструкция противотанковой ракеты кинетического действия (пат. RU 2108537, МКИ F 42 B 12/06, 15/00, опубл. 10.04.98 г., бюл. 10), принятая авторами за аналог изобретения. Она содержит корпус, являющийся одновременно корпусом реактивного двигателя, заряд твердого топлива, бронебойный стержень и вспомогательные исполнительные устройства, размещенные внутри заряда твердого топлива по его оси и скрепленные непосредственно или через соединительный элемент с задним дном корпуса, стенками корпуса и зарядом твердого топлива, головку самонаведения и органы управления.

Данная конструкция при минимальной длине обеспечивает равномерное распределение нагрузки по корпусу и снижает эффективность действия элементов динамической или активной защиты танков на боевой элемент.

Однако исполнение ракеты с неотделяемым стартовым двигателем не позволяет реализовать большие дальности стрельбы (свыше 3÷5 км), так как большое лобовое сопротивление приводит к резкому падению скорости после окончания работы двигателя. Применение маршевого двигателя для компенсации лобового сопротивления приводит к увеличению стартовой массы ракеты, увеличению габаритов и массы ракеты и стартового двигателя, усложнению конструкции. Все вместе это приводит к уменьшению возимого боекомплекта и снижению эффективности комплекса.

Наиболее близким аналогом, принятым авторами за прототип изобретения, является двухступенчатая ракета (патент США 5005781, кл. 244-3.26, 19991 г. ), содержащая отделяемый стартовый двигатель, в который телескопически входит кормовая часть маршевой ступени. Стартовый двигатель жестко соединен узлом разделения с маршевой ступенью на стартовом участке полета и отделяется от нее по окончании работы.

Конструкция прототипа обеспечивает сокращение длины за счет частичного вхождения маршевой ступени в стартовый двигатель и позволяет вести стрельбу на большие дальности без использования дополнительного маршевого двигателя. Благодаря отделению стартового двигателя уменьшается площадь боковой поверхности ракеты и составляющая лобового сопротивления на трение. Кроме того, конструкция прототипа позволяет обеспечивать высокую степень заполнения камеры двигателя при размещении в ней части маршевой ступени.

Однако недостатком указанной конструкции являются значительные возмущения, действующие на маршевую ступень ракеты при разделении. Это связано с наличием боковых сил, действующих на двигатель при его отделении, вызывающих его разворот относительно направления движения и удар по кормовой части маршевой ступени в момент разделения, что может привести к разрушению маршевой ступени, особенно при высоких скоростях полета. В процессе разделения под действием боковых сил, действующих на двигатель, и противодействующих им стабилизирующих сил, действующих на маршевую ступень, в узле разделения возникают силы трения, противодействующие процессу разделения и увеличивающие время разделения. За счет увеличения времени разделения возрастает импульс боковых сил, действующих на маршевую ступень, что еще больше увеличивает возмущения при разделении.

В процессе разделения под действием управляющего момента корпус маршевой ступени изгибается и контактная поверхность взаимодействия кормовой части и посадочного гнезда двигателя в пределах зазора увеличивается. В результате растет сила трения и время движения по посадочному гнезду, при этом по мере выдвижения маршевой ступени из посадочного гнезда может возрастать амплитуда колебаний маршевой ступени в пределах зазора между кормовой частью и посадочным гнездом. Рост амплитуды колебаний маршевой ступени относительно двигателя также приводит к росту возмущений в момент разделения.

В момент расцепления маршевой ступени и стартового двигателя маршевая ступень, имеющая запас устойчивости меньший, чем ракета в целом до разделения (с двигателем с выгоревшим зарядом), совершает резкий угловой разворот, изменяющий угол атаки. Разворот при этом осуществляется не относительно ее центра масс, а относительно контактной поверхности кормовой части маршевой ступени с посадочным гнездом, что увеличивает плечо приложения силы и может вызвать увеличение угла атаки ступени за пределы допустимого, следствием чего может быть выход маршевой ступени из луча управления и соответственно потеря ракеты.

Таким образом, задачей предлагаемого изобретения является уменьшение возмущений маршевой ступени ракеты при разделении, и как следствие - повышение надежности.

Поставленная задача достигается тем, что в ракете, содержащей отделяемый стартовый двигатель, телескопически соединенный с кормовой частью маршевой ступени, в отличие от прототипа, кормовая часть маршевой ступени снабжена охватывающим ее по наружному диаметру подвижным поршнем, выполненным с выступающей за торец маршевой ступени юбкой, при этом посадочное гнездо в передней части двигателя снабжено упором, внутренний диаметр которого равен диаметру маршевой ступени, а поршень соединен с кормовой частью маршевой ступени разрывным элементом.

Совокупность конструктивных элементов и их взаимное расположение позволяет:
- уменьшить силовое воздействие на кормовую часть маршевой ступени со стороны двигателя за счет сокращения времени разделения и импульса возмущающих сил;
- уменьшить в момент разделения угол разворота стартового двигателя относительно направления движения за счет смещения центра масс двигателя вперед и за счет импульса динамического удара поршня об упор в момент остановки;
- обеспечить отсутствие перекоса маршевой ступени относительно посадочного гнезда стартового двигателя при их разделении за счет упора и юбки подвижного поршня, увеличивающих длину посадки. При этом момент от управляющих сил передается только по двум цилиндрическим поверхностям, что исключает возможность контакта кормовой части маршевой ступени при ее изгибе со стенками посадочного гнезда и уменьшает силу трения и, в конечном счете, позволяет сократить время разделения ступеней и уменьшить тем самым импульс боковых сил в момент разделения;
- уменьшить угол разворота маршевой ступени относительно точки ее контакта со стартовым двигателем к моменту выхода кормовой части из посадочного гнезда за счет наличия у подвижного поршня юбки, выступающей за торец маршевой ступени, что уменьшает возмущение при разделении;
- подкрепить посадочное гнездо стартового двигателя подвижным поршнем, что позволяет увеличить длину посадочного гнезда и выполнить его в камере сгорания двигателя без увеличения толщины стенок, а также увеличить глубину вдвижения маршевой ступени в двигатель и сократить тем самым длину ракеты.

Сущность изобретения поясняется схемой ракеты (фиг.1) и схемой сил и моментов (фиг. 2), действующих на маршевую ступень и отделяемый стартовый двигатель в момент разделения.

Предлагаемая ракета (фиг.1) содержит маршевую ступень 1 и стартовый двигатель 2, жестко соединенные с помощью узла фиксации-расфиксации 4. Кормовая часть 3 маршевой ступени 1 размещена в охватывающем ее по наружному диаметру Dмс подвижном поршне 6, выполненном с выступающей за торец маршевой ступени юбкой 7, и соединена с ним разрывным элементом 9. В передней части посадочного гнезда 5 отделяемого стартового двигателя 2 выполнен упор 8, препятствующий выходу подвижного поршня 6 с юбкой 7 из посадочного гнезда двигателя после разделения ступеней ракеты.

Работа предлагаемой конструкции осуществляется следующим образом.

На стартовом участке ракета летит с жестко соединенными между собой с помощью узла фиксации-расфиксации 4 маршевой ступенью 1 и отделяемым стартовым двигателем 2. В момент окончания работы стартового двигателя срабатывает механизм расфиксации 4 и маршевая ступень, размещенная в подвижном поршне 6, и стартовый двигатель начинают разделяться либо под действием разности аэродинамических сил, действующих на маршевую ступень и двигатель, либо под действием давления, которое может создаваться за поршнем продуктами сгорания от сжигаемого пиротехнического состава либо отобранным из камеры сгорания стартового двигателя газом. В момент удара поршня 6 об упор 8 посадочного гнезда 5 происходит разрушение разрывного элемента 9 и отделение стартового двигателя от маршевой ступени.

При разделении ступеней упор 8 обеспечивает остановку поршня 6 в момент выхода маршевой ступени 1 из посадочного гнезда 5 отделяемого стартового двигателя 2. При этом за счет смещения центра масс двигателя вперед и динамического воздействия поршня на двигатель уменьшается угол разворота двигателя (фиг.2).

При активном разделении остановка поршня позволяет исключить силовое и тепловое воздействие на маршевую ступень продуктов сгорания пиротехнического состава или продуктов сгорания топлива, под действием которых осуществляется разделение ступеней после прекращения работы двигателя.

Длина упора, юбки поршня и длина участка кормовой части маршевой ступени, которую охватывает поршень, а также величина зазора между кормовой частью маршевой ступени и посадочным гнездом двигателя выбираются в каждом конкретном случае расчетным путем и уточняются в процессе отработки.

Таким образом, в предлагаемом техническом решении обеспечивается уменьшение угловых возмущений маршевой ступени в момент разделения ее со стартовым двигателем за счет уменьшения сил трения по посадочному гнезду и уменьшения тем самым времени разделения, уменьшения угла разворота маршевой ступени относительно точки ее контакта с посадочным гнездом двигателя, а также исключается силовое воздействие на корму маршевой ступени при активном разделении продуктов сгорания дополнительной навески или продуктов сгорания топлива стартового двигателя.

Источники информации
1. Патент RU 2108537, МКИ F 42 B 12/06, 15/00, опубликован 10.04.98 г., бюл. 10 - аналог.

2. Патент США 5005781, кл. 244 - 3.26, 19991 г. - прототип.

Ракета,содержащаяотделяемыйстартовыйдвигатель,телескопическисоединенныйскормовойчастьюмаршевойступени,отличающаясятем,чтокормоваячастьмаршевойступениснабженаохватывающимеепонаружномудиаметруподвижнымпоршнем,выполненнымсвыступающейзаторецмаршевойступениюбкой,приэтомпосадочноегнездовпереднейчастидвигателявыполненосупором,внутреннийдиаметркоторогоравендиаметрумаршевойступени,апоршеньсоединенскормовойчастьюмаршевойступениразрывнымэлементом.
Источник поступления информации: Роспатент

Showing 1-10 of 438 items.
10.01.2013
№216.012.19c9

Ударно-спусковой механизм автоматического стрелкового оружия

Изобретение относится к области оружейной техники. Ударно-спусковой механизм содержит курок с боевым взводом и взводом автоспуска, боевую пружину, подпружиненное шептало, кинематически связанное со спусковым крючком, шептало одиночной стрельбы и подпружиненный автоспуск с шепталом автоспуска....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002472093
Дата охранного документа: 10.01.2013
10.01.2013
№216.012.19cd

Действующая модель миниатюрного полуавтоматического пистолета

Изобретение относится к области действующих моделей миниатюрного оружия, преимущественно образцов оружия, действие автоматики которого основано на отдаче ствола с коротким ходом. Действующая модель миниатюрного полуавтоматического пистолета содержит корпус, в котором размещены ствол, затвор,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002472097
Дата охранного документа: 10.01.2013
27.03.2013
№216.012.315f

Автоматическое стрелковое оружие

Изобретение относится к оружейной технике и может быть использовано при разработке автоматического стрелкового оружия многофункционального назначения. Автоматическое стрелковое оружие содержит ствольную коробку с закрепленным в ней стволом, затворную раму с затвором и возвратной пружиной,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002478177
Дата охранного документа: 27.03.2013
20.10.2013
№216.012.76d4

Прицельное приспособление гранатомета

Изобретение относится к оружейной технике, а именно к прицельному приспособлению гранатомета, используемому, в основном, в качестве дополнительных к основному оптическому прицелу. Прицельное устройство гранатомета содержит целик с прорезью или диоптром и мушку, установленную в основании мушки,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002496080
Дата охранного документа: 20.10.2013
20.02.2019
№219.016.c4a3

Способ юстировки излучателя лазерной системы прицел-прибора наведения

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к управляемым ракетным комплексам. Техническим результатом изобретения является повышение выходной мощности лазерного луча прицел-прибора наведения, уменьшение его веса и габаритов, снижение трудоемкости при сборке и юстировке,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 02148234
Дата охранного документа: 27.04.2000
20.02.2019
№219.016.c4ba

Способ проверки качества функционирования рулевых приводов и автопилотов управляемых снарядов и стенд для его осуществления

Изобретение относится к испытаниям деталей машин. Стенд содержит генератор импульсных сигналов, пульт управления и контроля, регистрирующий блок, источники электро- и пневмопитания, основание для закрепления проверяемого блока воздушно-динамического рулевого привода (автопилота) с раскрытыми...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 02182702
Дата охранного документа: 20.05.2002
01.03.2019
№219.016.caee

Способ наведения оптического прицела на цель

Изобретение относится к вооружению и может быть использовано в войсках противовоздушной обороны. Технический результат - повышение точности наведения оптического прицела (ОП) на цель и уменьшение зависимости эффективности боевой машины от уровня профессиональной подготовленности наводчика....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 02217681
Дата охранного документа: 27.11.2003
08.03.2019
№219.016.d5c1

Орудийная установка

Изобретение относится к технике вооружения, в частности к башенным орудийным установкам. Оно позволяет повысить точность стрельбы за счет уменьшения влияния вибраций ствола на баллистику снаряда в момент его вылета из канала ствола. Орудийная установка содержит автоматическую пушку, размещенную...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 02165575
Дата охранного документа: 20.04.2001
11.03.2019
№219.016.d69b

Боевая машина

Изобретение относится к бронетанковой технике, а именно к конструкциям боевых машин пехоты и десанта. Сущность изобретения заключается в том, что боевая машина содержит гусеничный носитель и боевое отделение, установленное на переходном кольце, которое закреплено на подбашенном листе...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002288427
Дата охранного документа: 27.11.2006
11.03.2019
№219.016.d69d

Складывающееся крыло ракеты

Изобретение относится к области вооружения. Складывающееся крыло ракеты содержит лопасть, корневая часть которой совместно с шарнирно соединенными с ней вкладышами размещена в выемке жестко закрепленного на корпусе ракеты основания, устройство раскрытия в виде взаимодействующей с вкладышами...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002288434
Дата охранного документа: 27.11.2006
Showing 1-10 of 40 items.
20.02.2019
№219.016.bc99

Заряд ракетного твердого топлива

Заряд ракетного твердого топлива содержит корпус, жесткоскрепленный с корпусом топливный заряд и защитно-крепящий слой. Защитно-крепящий слой представляет собой листовой каландрованный материал и изготовлен на основе высокопрочного этиленпропилендиенового каучука с порошкообразными...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002262612
Дата охранного документа: 20.10.2005
11.03.2019
№219.016.de1e

Контейнер для запуска ракеты

Изобретение относится к области ракетной техники. Контейнер для запуска ракеты содержит цилиндрический корпус с закрепленной на нем с помощью упругого кольца с вырезом и ленточной пружины передней сбрасывемой крышкой. На внутренней стороне крышки напротив выреза на упругом кольце выполнен паз,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 02148774
Дата охранного документа: 10.05.2000
20.03.2019
№219.016.ea3d

Способ наведения ракеты на цель

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при управлении ракетами. Техническим результатом изобретения является повышение точности наведения ракеты на цель. Сущность изобретения заключается в том, что в процессе слежения за целью и ракетой определяют угловую...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 02148236
Дата охранного документа: 27.04.2000
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0000035136
Дата охранного документа: 31.03.1934
17.04.2019
№219.017.1585

Способ импульсной аэроэлектроразведки и устройство для его осуществления (варианты)

Изобретение относится к области аэрогеофизических методов исследований и может быть использовано при поиске с помощью летательных аппаратов полезных ископаемых, обнаружения в земле различных металлических объектов, изучения геологического строения участков земли, проведения мониторинга...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002251718
Дата охранного документа: 10.05.2005
29.04.2019
№219.017.3fae

Способ контроля параметров сигнала луча управления системы телеориентирования с излучающими каналами на инжекционных лазерах в процессе управления летательным аппаратом и устройство для его осуществления

Группа изобретений относится к средствам контроля прицел-приборов наведения (прицелов) управляемого вооружения, предназначенных для создания оптического луча управления летательным аппаратом и использующих лазеры в качестве источников излучения, в частности прицелов системы телеориентирования с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002257525
Дата охранного документа: 27.07.2005
29.04.2019
№219.017.46f6

Зенитная управляемая ракета

Изобретение относится к ракетной технике. Зенитная управляемая ракета состоит из отделяемой стартовой ступени и маршевой ступени с аппаратурой радиокомандного управления и блоком светового излучателя в задней части ступени. В блоке светового излучателя в качестве светового элемента установлен...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 02167390
Дата охранного документа: 20.05.2001
29.04.2019
№219.017.473b

Складывающееся крыло малогабаритной ракеты

Изобретение относится к реактивным боеприпасам. Складывающееся крыло малогабаритной ракеты содержит основание, жестко закрепляемое на корпусе ракеты и снабженное выемкой, лопасть с ответной посадочной частью, шарнирно соединенную с подвижными вкладышами, а также устройство раскрытия. Устройство...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002184339
Дата охранного документа: 27.06.2002
29.05.2019
№219.017.63d5

Способ наведения телеуправляемой ракеты и система наведения для его реализации

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в комплексах вооружения телеуправляемых ракет. Технический результат - обеспечение требуемых углов встречи ракеты с целью. Согласно изобретению измеряют координаты цели и ракеты, формируют в вертикальной и наклонной плоскостях...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002260162
Дата охранного документа: 10.09.2005
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
+ добавить свой РИД