Патенты автора Курбатов Андрей Валерьевич (RU)
Изобретение относится к области получения образцов в твердом состоянии путем вырезания, а именно к роботизированному комплексу для вырезки образцов топлива из зоны канала твердотопливного заряда, скрепленного с корпусом ракетного двигателя. Комплекс содержит транспортную тележку, гидромеханический привод ее перемещения по рельсам, установленные на тележке две стойки, соединенные между собой площадкой, на которой размещен гидропривод вертикального перемещения каретки, с которой скреплена цилиндрическая направляющая, оснащенная гидромеханическим приводом ее осевого перемещения. В направляющей установлен гидропривод, на его штоке закреплен корпус узла вырезки, на котором смонтированы режущий инструмент, лоток для приема вырезанного образца, гидропривод поворота режущего инструмента, датчик поворота и датчик горизонтального перемещения режущего инструмента, датчик его контакта с поверхностью канала заряда. Все приводы выполнены с возможностью дистанционного управления оператором с использованием видеокамеры в пожаровзрывобезопасном исполнении и ЭВМ, программное обеспечение которой разработано под конкретные геометрические параметры заряда и механические характеристики топлива. Обеспечивается расширение эксплуатационных возможностей и удобства за счет придания маневренности элементам комплекса по отношению к заряду при одновременном повышении безопасности процесса вырезки образцов за счет исключения необходимости использования «ручных» операций и обеспечения возможности корректировки скорости вырезки образцов в соответствии с существующей потребностью в процессе вырезки. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к ракетной технике, может найти применение при проведении штатных и форсированных испытаний скрепленных с корпусом крупногабаритных зарядов в ракетных системах различного назначения, эксплуатирующихся на подвижных носителях автомобильного, железнодорожного и авиационного типа. Предлагаемый способ испытаний включает последовательное воздействие статической температурной и динамической вибрационной форсированными нагрузками. При этом проводят испытания натурного заряда после завершения гарантированного срока эксплуатации (ГСЭ) при условии подтверждения структурной целостности указанного заряда результатами штатной дефектоскопии системы заряд-корпус, уровень статической и динамической нагрузок выбирают из условий, моделирующих режимы нагружения при последующей штатной эксплуатации в период назначенного срока службы (НСС) после завершения гарантированного срока эксплуатации. После воздействия форсированными нагрузками осуществляют статический наддув заряда, уровень максимального давления которого выбирают из условия равенства запасов прочности в зоне канала заряда при наддуве и в конце этапа штатной эксплуатации в период НСС после завершения гарантированного срока эксплуатации. Изобретение обеспечивает испытание скрепленных с корпусом зарядов ракетных двигателей твердого топлива, проводимых для подтверждения возможности продления ГСЭ на период назначенного срока службы, обладающего повышенной достоверностью за счет моделирования параметров прочностной работоспособности не только в зоне скрепления с корпусом, но и в зоне канала заряда, а также создания условий, обеспечивающих возможность варьирования величиной давления на этапе финального нагружения в модельном испытании. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.
Осколочно-фугасный боеприпас // 2771652
Изобретение относится к боеприпасам, а именно к осколочно-фугасным боеприпасам. Осколочно-фугасный боеприпас содержит корпус, основной заряд взрывчатого вещества с металлическим горючим, центральный стакан с дополнительным зарядом взрывчатого вещества, один из торцов которого оснащен инициирующим узлом. Центральный стакан выполнен из алюминия. Масса дополнительного заряда составляет 21-25% от общей массы зарядов. В качестве металлического горючего основного заряда используют алюминий с размером частиц 1-10 мкм. Масса алюминия в основном заряде составляет 25-35% от массы заряда. Произведение плотности взрывчатого вещества и скорости детонации дополнительного заряда находится с произведением плотности взрывчатого вещества и скорости детонации основного заряда в соотношении (0,70-0,85) ρдоп. Dдоп. > ρосн. Dосн., где ρдоп. - плотность взрывчатого вещества дополнительного заряда, Dдоп. - скорость детонации дополнительного заряда, ρосн. - плотность взрывчатого вещества основного заряда, Dосн. - скорость детонации основного заряда. Технический результат заключается в повышении метательной способности и фугасного действия путем создания пересжатой детонации. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке и изготовлении твердотопливных двигателей ракет тактического назначения, зенитных управляемых ракет, ракетных систем залпового огня, противотанковых управляемых ракет. Предлагается скрепленный с корпусом канальный заряд смесевого ракетного твердого топлива. Заряд содержит неизвлекаемые формообразующие элементы (НФЭ) в виде пластин с нанесенным на них быстросгораемым материалом, скорость горения которого выше скорости горения топлива. Пластины распределены по сечению заряда на части его длины со стороны сопла, выполнены сплошными или перфорированными, или сетчатыми, одного типоразмера в виде трапеций. Большее основание каждой трапеции обращено к каналу, а меньшее загнуто с образованием полости. В полости размещен стержень из негорючего материала, температура плавления или, температура разложения которого меньше температуры горения топлива. В качестве быстросгораемого материала используют состав Ti+B+Al, который наносят с обеспечением постоянства толщины во всех сечениях плоской части НФЭ. Поверхность контакта быстросгораемого материала с топливом покрывают термоусадочной газонепроницаемой полимерной пленкой. Заряд обладает повышенной технологичностью при изготовлении, позволяет достичь коэффициент объемного заполнения корпуса топливом, превышающим 0,92, исключить возможность возникновения нерасчетного эрозионного горения. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.
Бронебойный активно-реактивный снаряд // 2724629
Изобретение относится к боеприпасам, а именно к бронебойным активно-реактивным снарядам (БАРС). Техническим результатом является повышение эффективности бронепробиваемости, а также повышение точности попадания в движущуюся цель. Снаряд содержит боевой элемент, включающий сердечник и корпус с утолщением, оснащенным выступами, аэродинамические стабилизаторы, ГПВРД с камерой сгорания, топливными элементами и корпусом, внутренняя поверхность которого оснащена выступами, ответными пазам в корпусе боевого элемента, воздухозаборное устройство, ведущее устройство, выполненное с возможностью отделения от снаряда, реактивное сопло, камеру дожигания. При этом головная часть сердечника выполнена свободной от корпуса, двигатель размещен на участке сердечника, имеющего корпус, непосредственно после ведущего устройства по полету снаряда. Воздухозаборное устройство скреплено разрушаемым в полете герметичным соединением с ведущим устройством, аэродинамические стабилизаторы размещены на концевом по полету снаряда участке корпуса двигателя. Реактивное сопло образовано внутренней поверхностью корпуса двигателя и корпусом сердечника, а внутреннее пространство воздухозаборного элемента, камеры дожигания и сопла заполнено быстросгораемым топливом. 3 ил.
Бронебойный активно-реактивный снаряд // 2685610
Изобретение относится к боеприпасам, а именно к бронебойным активно-реактивным снарядам - БАРС. Технический результат - повышение эффективности бронепробиваемости при одновременном повышении точности стрельбы. Устройство содержит боевой элемент, включающий сердечник и корпус, гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель – ГПВРД. Упомянутый двигатель выполнен с корпусом и камерой сгорания. Имеется воздухозаборное устройство, ведущее устройство, выполненное с возможностью отделения от снаряда, оперение. Корпус боевого элемента между ведущим устройством и оперением имеет утолщение, оснащенное выступами. Топливный элемент ГПВРД выполнен в виде двух коаксиальных цилиндров. Корпус ГПВРД оснащен наружной коаксиальной оболочкой, удерживаемой ведущим устройством в исходном положении и выполненной с возможностью перемещения назад по полету, фиксации в выдвинутом положении относительно ГПВРД и образования реактивного сопла между ее внутренней поверхностью и поверхностью корпуса боевого элемента. Снаряд содержит дополнительный топливный элемент, снабженный по меньшей мере одним каналом, заполненным воспламенительным составом, концевые участки которого выполнены с наклоном к внутренней поверхности корпуса ГПВРД, обеспечивающим газодинамическое сообщение канала с камерой сгорания ГПВРД, и направлены против вращения снаряда в полете. 8 ил.
Способ изготовления скрепленного с корпусом канального заряда смесевого ракетного твердого топлива // 2673917
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке и изготовлении твердотопливных двигателей ракет тактического назначения, ракетных систем залпового огня, противотанковых управляемых ракет, неуправляемых авиационных ракет. Предложен способ изготовления скрепленного с корпусом канального заряда смесевого ракетного твердого топлива, включающий размещение в корпусе, по меньшей мере, одного неизвлекаемого формообразующего элемента, выполненного из материала и/или покрытого материалом, скорость горения которого выше скорости горения топлива, формование заряда. Заряд формуют методом свободного литья с последующим поддавливанием и отсечкой топливной массы на завершающей стадии формования. Величину давления отсечки 2,8-5,0 МПа выбирают из условия получения равновесной температуры заряда в диапазоне от 0°С до минус 15°С в зависимости от уровня механических характеристик конкретного топлива. При этом используют корпус, выполненный из материала, обладающего податливостью 3,2⋅10-5-3,8⋅10-5 м3/МПа и удельной прочностью 1,3-1,6 МПа⋅м3/кг, каждый неизвлекаемый формообразующий элемент жестко скрепляют с зарядом, а их количество, геометрию и расположение в заряде выбирают из условия одновременного обеспечения коэффициента объемного заполнения корпуса топливом, превышающего 0,92, требуемого режима работы двигателя и прочностной работоспособности заряда в температурном диапазоне от минус 50°С до плюс 50°С. Изобретение позволяет снизить температурную нагрузку на заряд в процессе эксплуатации. 5 ил.
Комбинированный прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит маршевый и скрепленный с ним разгонный двигатель, воздухозаборное устройство, оснащенное заглушками, сопло и камеру сгорания. В корпусе камеры сгорания размещен элемент, центрирующий разгонный двигатель. Корпус камеры сгорания оснащен наружной коаксиальной оболочкой, скрепленной с соплом и выполненной с возможностью перемещения назад по полету, фиксации в выдвинутом положении относительно корпуса камеры сгорания. Зона фиксации снабжена уплотнением. Корпус камеры сгорания и оболочка соединены между собой разрушаемым средством крепления. Корпус разгонного двигателя снабжен выступами, выполненными с возможностью изменения их формы при силовом контакте с соплом. Центрирующий элемент выполнен из твердого ракетного топлива с каналами для прохода выступов. Изобретение позволяет создать двигатель, обладающий повышенной итоговой энергетической эффективностью за счет получения дополнительного импульса тяги путем создания условий, обеспечивающих реализацию центрирующим элементом свойств заряда твердого ракетного топлива, а также требуемого времени для достижения полноты его сгорания при одновременном сохранении стабильности функционирования прямоточного воздушно-реактивного двигателя. 4 ил.
НЕУПРАВЛЯЕМЫЙ РЕАКТИВНЫЙ СНАРЯД // 2595070
Изобретение относится к области вооружения, а именно к реактивным боеприпасам. Активно - реактивный снаряд стартует из пусковой трубы, заглушенной с донной части. Снаряд содержит ракетную часть с канальным маршевым зарядом, воспламенителем и сопловым блоком, газогенератор с дополнительным зарядом картузного снаряжения, инициатор. Инициатор размещен в торце корпуса газогенератора и соединен газоводом с форсажной трубкой. Форсажная трубка проходит через картуз и центральное сопло и направлена к воспламенителю через канал маршевого заряда. Газогенератор закреплен на сопловом блоке и имеет тарировочные подрезы на пояске корпуса. Техническим результатом изобретения является повышение надежности инициирования и эффективности неуправляемого реактивного снаряда. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ЕДИНИЧНОГО ИМПУЛЬСА ТВЕРДОГО ТОПЛИВА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ // 2566289
Группа изобретений относится к ракетной технике, а именно к измерению характеристик новых композиций твердого ракетного топлива. Способ включает сжигание образца исследуемого топлива в объеме газа, измерение реактивной силы истекающих продуктов сгорания, причем сжигание образца топлива проводят в потоке кислородсодержащего высокотемпературного газа с параметрами, соответствующими обдуву заряда твердого топлива натурного двигателя, одновременно с образцом исследуемого топлива обдувают таким же расходом газа в противоположном направлении геометрически одинаковый с ним инертный имитатор, при этом образец исследуемого топлива и имитатор размещают в отдельных одинаковых модулях, каждый из которых выполнен с возможностью моделирования камеры дожигания натурного двигателя. Также представлено устройство для осуществления данного способа. Достигается повышение достоверности определения. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 1 пр., 1 ил.
