×
02.07.2019
219.017.a38b

Результат интеллектуальной деятельности: РАКЕТА

Вид РИД

Изобретение

№ охранного документа
02222771
Дата охранного документа
27.01.2004
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.

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

Показаны записи 31-40 из 438.
20.03.2019
№219.016.eaa2

Генератор прямоугольных импульсов

Изобретение относится к импульсной технике и может быть использовано в системах автоматического управления и контрольно-измерительных устройствах. Генератор прямоугольных импульсов содержит генератор опорной частоты (ГОЧ)(1), выход которого соединен с первым входом элемента И (3), второй вход...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 02150783
Дата охранного документа: 10.06.2000
23.03.2019
№219.016.eca4

Способ и стенд для исследования разрушения порохового заряда импульсного рдтт в полете

Способ исследования разрушения порохового заряда импульсного ракетного двигателя твердого топлива в полете включает запуск из трубы весового имитатора ракеты с работающим двигателем, гашение и анализ частиц пороховых элементов. Частицы пороховых элементов отбирают и улавливают непосредственно...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 02243404
Дата охранного документа: 27.12.2004
23.03.2019
№219.016.ecac

Способ защиты электрических цепей прибора от воздействия электромагнитных полей

Изобретение относится к области защиты аппаратуры от воздействия электромагнитных полей. Техническим результатом изобретения является упрощение конструкции и снижение массогабаритных характеристик прибора, а также уменьшение трудоемкости его изготовления. При реализации способа защиты...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 02219598
Дата охранного документа: 20.12.2003
29.03.2019
№219.016.eec5

Способ контроля герметичности автопилотного блока управляемых артиллерийских снарядов и устройство для его осуществления

Изобретение относится к управляемым снарядам и ракетам, в частности к контролю герметичности их автопилотных блоков. В способе контроля герметичности автопилотный блок в выключенном состоянии со сложенными внутрь его корпуса рулями предварительно устанавливают на установочном столе, покрытом...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002269740
Дата охранного документа: 10.02.2006
29.03.2019
№219.016.eee5

Резьбовое соединение отсеков корпуса летательного аппарата

Изобретение относится к ракетной технике и артиллерии. Резьбовое соединение отсеков корпуса летательного аппарата содержит один отсек с внутренней резьбой и второй отсек. Второй отсек снабжен кольцевым пазом с расположенным в нем разрезным резьбовым кольцом, выполненным с наружной резьбой,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002268405
Дата охранного документа: 20.01.2006
29.03.2019
№219.016.eefe

Система электропитания подвижных объектов на два уровня напряжения

Изобретение относится к электротехнике и может быть использовано в системах электропитания подвижных объектов, требующих два уровня напряжения при одном источнике питания. Технический результат заключается в повышении надежности системы электропитания на два уровня напряжения при ее установке в...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002261512
Дата охранного документа: 27.09.2005
29.03.2019
№219.016.ef41

Управляемый снаряд

Изобретение относится к области вооружения. Управляемый снаряд, вращающийся по крену, выполненный по схеме "утка" содержит цилиндрический корпус, маршевый двигатель, аэродинамические органы управления и стабилизатор в виде складывающихся на боковую поверхность хвостовой части корпуса снаряда...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002288436
Дата охранного документа: 27.11.2006
29.03.2019
№219.016.ef43

Управляемая ракета в транспортно-пусковом контейнере

Изобретение относится к области вооружения. Управляемая ракета в транспортно-пусковом контейнере содержит боевую часть с лидирующим кумулятивным зарядом и бортовую аппаратуру, у которой электрические цепи пуска и управления соединены через контейнер с наземной аппаратурой управления....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002288423
Дата охранного документа: 27.11.2006
29.03.2019
№219.016.ef4d

Управляемая ракета

Изобретение относится к области вооружения. Управляемая ракета содержит отсек управления, разгонный двигатель, боевую часть, стартовый двигатель и хвостовой отсек с катушкой проводной линии связи и консолями стабилизатора. Разгонный двигатель размещен между отсеком управления и боевой частью,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002288437
Дата охранного документа: 27.11.2006
29.03.2019
№219.016.ef54

Упаковка для изделий с оптической системой

Изобретение относится к оборонной технике, в частности к упаковке изделий с оптической системой, предпочтительно к оптико-механическим блокам для прицел-приборов наведения к управляемым аппаратам в луче лазера, которые транспортируются с неоднократной погрузкой и выгрузкой всеми видами...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002287469
Дата охранного документа: 20.11.2006
Показаны записи 31-40 из 40.
02.07.2019
№219.017.a370

Управляемый снаряд

Изобретение относится к области вооружения, в частности к управляемым снарядам. Управляемый снаряд содержит корпус с последовательно расположенными в нем боевой частью и кожухом, в котором размещены блоки аппаратуры управления. Между боевой частью и кожухом установлен фланец с упором в торцевую...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002244895
Дата охранного документа: 20.01.2005
02.07.2019
№219.017.a382

Реактивный снаряд

Предложенное изобретение относится к управляемым реактивным снарядам с гиперзвуковыми скоростями полета и может найти применение в дальнобойных противотанковых управляемых ракетах и зенитных управляемых ракетах ближнего радиуса действия. В реактивном снаряде, содержащем маршевую ступень с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 02235281
Дата охранного документа: 27.08.2004
02.07.2019
№219.017.a384

Реактивный снаряд

Изобретение относится к области вооружений и может найти применение в ракетных комплексах ближнего радиуса действия. В реактивном снаряде с отделяемым двигателем, содержащем маршевую ступень, задняя часть которой состыкована с размещенным в двигателе стаканом, в котором установлено...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 02235282
Дата охранного документа: 27.08.2004
02.07.2019
№219.017.a387

Сверхзвуковая ракета

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к устройствам защиты корпуса ракеты от нагрева. Реализация изобретения позволяет повысить эффективность защиты корпуса сверхзвуковой ракеты от нагрева. Сущность изобретения заключается в том, что на выходе из источника газа, который...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002237858
Дата охранного документа: 10.10.2004
02.07.2019
№219.017.a38a

Имитатор движущейся цели

Изобретение относится к области испытаний ракетной техники, в частности к имитаторам движущихся целей. Реализация изобретения позволяет обеспечить имитацию движущейся цели на экране РЛС с различными скоростями. Сущность изобретения заключается в том, что имитатор выполнен в виде вращающегося на...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 02239773
Дата охранного документа: 10.11.2004
10.07.2019
№219.017.aab7

Двухступенчатая бикалиберная ракета

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в конструкции двухступенчатых бикалиберных ракет, снабженных устройством для расстыковки электрических коммуникаций ступеней ракеты. Сущность изобретения заключается в том, что узел электрической стыковки закреплен под...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002246093
Дата охранного документа: 10.02.2005
10.07.2019
№219.017.aac5

Направляющее устройство для запуска ракет

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в малогабаритных комплексах различного назначения. Сущность изобретения заключается в том, что направляющее устройство для запуска ракеты содержит пусковую трубу и центрирующие опоры, установленные вдоль образующей...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002248512
Дата охранного документа: 20.03.2005
10.07.2019
№219.017.aac6

Ручной гранатомет

Изобретение относится к области вооружения, в частности к безотдачным гранатометам. Сущность изобретения заключается в том, что корпус двигателя выполнен за одно целое со стволом, с центрирующими наружными кольцевыми поясками. На границе разделения корпуса двигателя и ствола с внутренней...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002247914
Дата охранного документа: 10.03.2005
10.07.2019
№219.017.aac9

Ракета в пусковом контейнере

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в конструкции ракет, снабженных устройством для расстыковки электрических коммуникаций ракеты с транспортно-пусковым контейнером. Сущность изобретения заключается в том, что устройство для расстыковки расположено в...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002247919
Дата охранного документа: 10.03.2005
10.07.2019
№219.017.ab4c

Полигонный комплекс для испытаний боевого снаряжения зенитных управляемых ракет и снарядов

Изобретение относится к области испытания вооружения, в частности к испытанию зенитных управляемых ракет и снарядов. Реализация устройства позволяет определить эффективность согласования круговой диаграммы направленности срабатывания неконтактных взрывательных устройств и поля разлета...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 02205352
Дата охранного документа: 27.05.2003
+ добавить свой РИД