Патенты автора Каширкин Александр Александрович (RU)

Одной из основных задач, решаемых при создании корпусных ракетных частей, является обеспечение заданных энергетических характеристик. Сущность изобретения заключается в том, что корпус ракетной части содержит обечайку и односопловой блок большого относительного удлинения. При этом внутри указанных элементов выполнено теплозащитное покрытие, а на входе в односопловой блок выполнены симметрично расположенные турбулизаторы в виде прямоугольных выступов теплозащитного покрытия шириной (0,24…0,35)d, высотой (0,055…0,07)d и длиной (0,4…0,55)d, где d - диаметр критического сечения односоплового блока. Выполнение корпуса ракетной части в соответствии с изобретением позволило увеличить энергетические характеристики разрабатываемой ракетной части реактивного снаряда. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, именно к ракетной части реактивного снаряда. Ракетная часть реактивного снаряда содержит корпус, блок стабилизатора и втулку. На внешней поверхности корпуса в области, ограниченной втулкой и резьбовым соединением с блоком стабилизатора, выполнен турбулизатор, содержащий цилиндрическую поверхность с коническим участком перехода от цилиндрической поверхности к внешней поверхности корпуса. Диаметр цилиндрической поверхности составляет (0,95…0,99)D. Длина турбулизатора (0,02…0,15)D. Угол конусности конических участков (30…70)°, где D - калибр ракетной части. Технический результат заключается в повышении надежности функционирования ракетной части и исключение несоосности корпуса ракетной части с блоком стабилизатора. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в ракетных снарядах систем залпового огня. Ракетная часть содержит камеру сгорания с корпусом и дном, сопло и демпфер для гашения акустических колебаний. Демпфер выполнен в виде продольно расположенных, скрепленных между собой ребер из термостойкого материала, размещенных у дна камеры сгорания. Длина демпфера составляет (0,15…0,30)D. На торцевой поверхности демпфера, обращенной к соплу, размещено кольцо с разностью наружного и внутреннего радиуса (0,20…0,35)D. Демпфер и кольцо выполнены из композиционных материалов с высокой поглощающей способностью акустических колебаний. Дно снабжено осевым цилиндрическим выступом, прилегающим к корпусу камеры сгорания, шириной (0,2…0,5)D и внутренним диаметром (0,90…0,97)D, где D - внутренний диаметр корпуса. Изобретение позволяет повысить надежность функционирования ракетной части. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке корпусов головных частей реактивных снарядов и ракет. Технический результат - повышение боевой эффективности за счет увеличения осколочного поражающего действия как по живой силе, так и защищенным целям. Устройство содержит наружную оболочку цилиндрической формы с носовой оживальной частью, блок готовых поражающих элементов. Блок готовых поражающих элементов выполнен многосекционным с передней секцией, установленной на внутренней поверхности носовой оживальной части наружной оболочки, и задними секциями, установленными на внутренней поверхности цилиндрической части наружной оболочки. Размер готовых поражающих элементов в радиальном направлении, установленных в секциях на внутренней поверхности цилиндрического участка наружной оболочки, в 1,3…2,0 раза превышает аналогичный размер готовых поражающих элементов, установленных в передней секции на внутренней поверхности носовой оживальной части наружной оболочки. Форма наружной поверхности передней секции блока готовых поражающих элементов конгруэнтна форме внутренней поверхности носовой оживальной части оболочки корпуса. Длина блока готовых поражающих элементов составляет 0,8…1,0 длины внутренней полости корпуса головной части под наружной оболочкой. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива – РДТТ, и предназначено для использования в ракетах различного назначения. Технический результат – повышение эффективности работы РДТТ. Устройство содержит цилиндрический корпус, стартовую и маршевую камеры сгорания, диафрагму. По периферии диафрагмы равномерно расположены газоводы. Они снабжены мембранами со стороны стартовой камеры сгорания. Имеется также сопло и теплозащитное покрытие. Газоводы расположены под углом 5…15 градусов к оси двигателя, а их длина составляет (0,1…0,2)D. В передней части стартовой камеры на расстоянии не менее 10h толщина теплозащитного покрытия составляет 1,5…2,5 толщины теплозащитного покрытия в средней части стартовой камеры, при h=(D-d)/2, где h - высота выходного отверстия газоводов; D - внутренний диаметр стартовой камеры сгорания у диафрагмы; d - диаметр наружной описывающей окружности газоводов. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке корпусов головных частей сверхзвуковых реактивных снарядов и ракет. Технический результат - повышение боевой эффективности снаряда за счет увеличения осколочного и фугасного поражающего действия, обеспечения заданных аэробаллистических характеристик поражающих элементов в районе цели, повышения надежности функционирования за счет снижения воздействия аэродинамического нагрева на элементы конструкции. По изобретению толщина оживальной носовой части наружной оболочки выполнена переменной с ее увеличением по мере приближения к ее передней части. При этом максимальная толщина оболочки в 1,5…3,0 раза превышает толщину цилиндрической части наружной оболочки. Блок готовых поражающих элементов расположен на внутренней поверхности цилиндрической части оболочки и выполнен в виде внутренней обечайки с кольцевым буртом в ее передней части. На ней установлены готовые поражающие элементы. Эти элементы соединены между собой упругим неметаллическим связующим материалом с температурой плавления, превышающей не менее чем в 1,5 раза максимальную температуру внутренней поверхности наружной оболочки в полете. Величина зазора между внутренней поверхностью наружной оболочки и внутренней обечайкой блока готовых поражающих элементов в 1,10…1,30 раза превышает размер готовых поражающих элементов в радиальном от оси корпуса направлении. Готовые поражающие элементы выполнены в виде металлических сплошных цилиндрических тел длиной 0,9…1,5 их диаметра. Диаметр поражающих элементов в 1,3…3,0 раза превышает толщину цилиндрической части наружной оболочки. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к реактивным снарядам реактивных систем залпового огня, и может быть использовано при их разработке. Сверхзвуковой реактивный снаряд состоит из головной и ракетной частей с цилиндрическими утолщениями на наружной поверхности корпуса. Цилиндрические утолщения выполнены диаметром d1=(0,98-1)d с относительным удлинением и расположены на относительном удалении друг от друга . Переход на утолщениях от меньшего диаметра к большему осуществляется под углом не более 25°, а уменьшение диаметра d2 за утолщениями составляет (0,3-1,5)% от d1. При этом первое цилиндрическое утолщение находится на головной части в районе стыка с ракетной частью и не менее двух цилиндрических утолщений имеют диаметр, равный диаметру Миделевого сечения - d. Изобретение позволяет создать сверхзвуковой реактивный снаряд системы залпового огня повышенной дальности кучности и точности стрельбы путем снижения характеристик сопротивления при обтекании корпуса набегающим воздушным потоком и обеспечения соосности снаряда с направляющей боевой машины при заряжании и пуске. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники. Технический результат - повышение надежности работы устройства. Реактивный снаряд содержит головную часть и твердотопливный ракетный двигатель. Этот двигатель включает корпус, дно, заряд твердого топлива с манжетами и блок стабилизаторов с косо поставленными аэродинамическими лопастями. Снаряд отличается тем, что наружная поверхность манжеты в области дна выполнена в виде усеченного конуса. На внутренней поверхности дна в области конического участка манжеты выполнена кольцевая коническая проточка с углом конуса, равным 0,8…1,2 угла конуса конического участка донной манжеты. Расстояние между коническим участком донной манжеты и кольцевой конической проточкой составляет (0,003…0,01) D. Длины конических участков манжеты и кольцевой конической проточки дна составляют не менее 0,1D, где D - калибр реактивного снаряда. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к корпусу боевого элемента с раскрывающимся стабилизатором. Корпус содержит цилиндрическую наружную оболочку. Стабилизатор выполнен в виде щитков с дугообразными в поперечном направлении стабилизирующими поверхностями. Последние закреплены в корпусе на осях, перпендикулярных продольной оси корпуса элемента. Корпус снабжен дополнительной внутренней оболочкой, коаксиально установленной относительно наружной оболочки. Максимальный диаметр внутренней оболочки составляет 0,60…0,85 внутреннего диаметра наружной оболочки. В кольцевой полости, образованной двумя оболочками, упорядоченно размещены поражающие элементы. Стабилизирующие поверхности раскрывающегося стабилизатора смещены к передней части корпуса и закреплены на осях. Расстояние от передних кромок поверхностей до задней части корпуса элемента составляет 0,2…0,5 максимального диаметра корпуса. Длина стабилизирующих поверхностей выполнена в пределах 1,0…1,5 максимального диаметра корпуса. Как вариант поражающие элементы могут быть выполнены в виде двух отдельных фракций, отличающихся между собой геометрическими параметрами. Причем фракция с более крупными размерами поражающих элементов расположена в передней части корпуса боевого элемента. Повышает надежность за счет уменьшения аэродинамических нагрузок, повышает эффективность, увеличивает поражающее действие, улучшает габаритно-массовые характеристики. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в ракетах систем залпового огня. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус с защитно-крепящим слоем, сопло и секционный заряд с секциями большого относительного удлинения с манжетами. Донная секция заряда выполнена из топлива с увеличенной скоростью горения по сравнению со скоростью горения остальных секций заряда. Один из межсекционных объемов выполнен в виде кольцевой полости Т-образного сечения, образованной торцами секций заряда, манжетами и втулкой, прилегающей к корпусу, выполненных из композиционных материалов с высокой степенью демпфирования акустических колебаний. Изобретение позволяет повысить энергетические характеристики ракетного двигателя при обеспечении надежности его функционирования. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к корпусам кассетных боевых частей реактивных снарядов. Корпус кассетной боевой части реактивного снаряда содержит оболочку, раму. Рама выполнена в виде центральной трубы, соединенной с передним диском и поршнем, контактирующим с внутренней поверхностью оболочки и соединенным посредством разрывных болтов с опорным диском, жестко скрепленным с оболочкой. В переднем диске равномерно на одинаковом расстоянии от центра выполнены сквозные наклонные газоводы под углом 25°…45° к продольной оси центральной трубы. Центры входных отверстий расположены на окружности диаметром 0,4…0,7 внутреннего диаметра оболочки. Выходные отверстия газоводов размещены в промежутках между местами крепления боевых элементов. На поршне, в периферийной его части, смонтировано с возможностью взаимодействия с оболочкой герметизирующе-демпфирующее устройство, выполненное из эластичного материала. Достигается повышение боевой эффективности и надежности функционирования кассетных боевых частей. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в ракетных двигателях твердого топлива реактивных снарядов систем залпового огня. Сопло ракетного двигателя содержит корпус, дозвуковую и сверхзвуковую части сопла, а также герметизирующее-пусковое устройство с форсажной трубкой и опорой. В форсажной трубке перпендикулярно ее оси на расстоянии от выходного сечения установлен на жестких установочных элементах плоский турбулизатор. Продольные оси установочных элементов расположены в плоскостях, проходящих через ось форсажной трубки. Плоский турбулизатор выполнен с одним или несколькими отверстиями, а на его передней торцевой поверхности закреплена накладка из материала с низкой температурой абляции. Изобретение позволяет снизить разброс внутрибаллистических параметров ракетного двигателя твердого топлива в период выхода на режим. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к боевому отсеку для жидкотекучего наполнителя снаряда. Боевой отсек для жидкотекучего наполнителя содержит корпус-бак, переднее и заднее донья и устройство разбрасывания наполнителя. Устройство разбрасывания наполнителя установлено вдоль продольной оси внутренней оболочки корпуса-бака. Внутренняя оболочка выполнена в виде цилиндрического тела вращения и снабжена в передней части конической расширяющейся юбкой с углом полураствора 5°…20°, обращенной большим основанием к передней части корпуса-бака и длиной 0,5…2,0 меньшего диаметра внутренней оболочки. Переднее дно выполнено в виде кольца, вогнутого внутрь корпуса-бака. Радиус кривизны вогнутой поверхности в плоскости, проходящей через продольную ось корпуса-бака, составляет 0,2…0,4 максимального диаметра переднего дна. Внутренняя оболочка соединена с передним дном, а передняя часть устройства разбрасывания наполнителя выступает за пределы переднего дна. Достигается повышение эффективности поражения цели. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетным частям со стабилизатором реактивных снарядов. Ракетная часть со стабилизатором реактивного снаряда содержит корпус с многосопловым блоком и раскрывающийся стабилизатор с лопастями. Лопасти установлены под нулевым углом к продольной оси корпуса. Лопасти стабилизатора выполнены плоскими и имеют несимметричное заострение передних кромок со скосом. Скос расположен на поверхности лопасти, обращенной в направлении, противоположном вращению ракетной части. Угол заострения в плоскости, перпендикулярной передним кромкам, находится в пределах β=10°…30°. Достигается повышение надежности функционирования ракетной части. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и касается использования в реактивных снарядах систем залпового огня. Ракетная часть реактивного снаряда содержит корпус с теплозащитным покрытием и блок стабилизаторов. Перед блоком стабилизаторов на расстоянии 0,025…0,25 калибра от стыка корпуса и блока стабилизаторов на внутренней поверхности корпуса размещена втулка из эластичного материала с низкой температурой абляции в кольцевой проточке. В месте стыка теплозащитного покрытия с втулкой теплозащитное покрытие выполнено с внутренним кольцевым уступом, прилегающим к втулке. Достигается повышение надежности функционирования ракетной части за счет снижения нагрева в области резьбового соединения корпуса и блока стабилизаторов и демпфирования акустических колебаний. 1 ил.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к кассетной головной части реактивного снаряда. Кассетная головная часть реактивного снаряда содержит корпус, трубчатые кассеты с вышибным зарядом, боевые элементы цилиндрической формы с раскрывающимися стабилизаторами. Стабилизаторы имеют дугообразные стабилизирующие поверхности. Раскрывающийся стабилизатор каждого боевого элемента в закрытом состоянии образует полость с внутренним диаметром не менее калибра корпуса элемента. В полость входит носовая часть последующего боевого элемента, на которую опираются его дугообразные стабилизирующие поверхности. Боевые элементы уложены в трубчатой кассете таким образом, что носовая часть последующего боевого элемента вплотную примыкает к задней части корпуса предыдущего элемента. Длина корпуса элемента, входящего во внутреннюю полость закрытого стабилизатора, составляет 0,5…2,0 калибра элемента. В задней части корпуса каждого элемента смонтировано подпружиненное распорное кольцо. В начальном положении кольцо смещено в сторону носовой части элемента. Стабилизаторы элементов ориентированы в трубчатой кассете в сторону носовой части корпуса кассетной головной части. Длина каждой трубчатой кассеты выбрана в пределах [ ( 20 … .50 ) × ( D 4 − ( D − 2 t ) 4 ) ] : D , где D - наружный диаметр трубчатой кассеты; t - толщина стенки трубчатой кассеты. Достигается повышение боевой эффективности кассетной головной части снаряда. 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в ракетных двигателях твердого топлива реактивных снарядов систем залпового огня. Герметизирующее-пусковое устройство ракетного двигателя содержит тарель, форсажную трубку, узел крепления и опору. Опора выполнена в виде усеченного конуса с конической частью, прилегающей по торцу к дозвуковой части сопла под углом 80…100 градусов, и плоской частью наружным диаметром 0,2…0,3 максимального диаметра опоры. Между опорой и узлом крепления на форсажной трубке размещена цилиндрическая втулка с максимальным наружным диаметром 0,6…0,8 наружного диаметра плоской части опоры. На конической части опоры выполнены 3…8 симметрично расположенных паза с длиной и шириной 0,03…0,15 максимального диаметра опоры. Изобретение позволяет снизить разброс внутрибаллистических параметров ракетного двигателя в период выхода на режим. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к головным частям реактивных снарядов систем залпового огня

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке корпусов ракетных двигателей твердого топлива ракет и реактивных снарядов, в том числе снарядов систем залпового огня

Изобретение относится к реактивным снарядам систем залпового огня

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к боевому элементу реактивных снарядов систем залпового огня

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к зарядам ракетного двигателя твердого топлива, и предназначено для использования в зарядах с высокими энергетическими характеристиками, в том числе для ракет систем залпового огня

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к аэродинамическим стабилизаторам, и может быть использовано при разработке реактивных снарядов систем залпового огня

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к зарядам ракетных двигателей твердого топлива

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к системам управления ракетами

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к реактивным снарядам реактивных систем залпового огня

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к реактивным снарядам реактивных систем залпового огня

РАКЕТА // 2319106
Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к ракетам реактивных систем залпового огня

Изобретение относится к военной технике, а именно к корпусам ракетных двигателей твердого топлива, и предназначено для использования в двигателях ракет и реактивных снарядов, в том числе снарядов систем залпового огня

Изобретение относится к области смешения взрывчатых составов, в том числе порохов и твердых ракетных топлив

РАКЕТА // 2299397
Изобретение относится к ракетной технике, а именно к ракетам реактивных систем залпового огня

Изобретение относится к области вооружения

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ), и предназначено для использования в ракетных двигателях реактивных снарядов, запускаемых из трубчатых направляющих, в том числе реактивных снарядов систем залпового огня

Изобретение относится к военной технике и предназначено для использования в кассетных головных частях ракет и реактивных снарядов, в том числе кассетных головных частях снарядов систем залпового огня

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к конструкции корпусов ракетных двигателей твердого топлива, в том числе для реактивных систем залпового огня

Изобретение относится к области ракетной техники и предназначено для использования в реактивных снарядах, в том числе в реактивных снарядах систем залпового огня

 


Наверх