Патенты автора Базарный Алексей Николаевич (RU)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке стабилизаторов реактивных снарядов систем залпового огня. Стабилизатор реактивного снаряда содержит дугообразные раскрывающиеся лопасти (1) с проушинами (2), цилиндрический обтекатель (3) с пазами клиновидных фиксаторов (4). Передняя кромка каждой лопасти (1) выполнена с изломом контура и состоит из нижней (5) части, прилегающей к обтекателю (3), с углом стреловидности по отношению к нормали к продольной оси обтекателя, не превышающим 5°, и длиной 0,3…0,6 высоты развертки лопасти и верхней (6) части с углом стреловидности по отношению к нормали обтекателя, равным 10°…35°. Толщина лопасти в концевой части составляет 0,25…0,60 ее толщины в районе корневой хорды. Толщина обтекателя (3) принята равной 0,5…1,0 толщины лопасти в районе корневой хорды. Длина паза клиновидных фиксаторов (4) составляет 5…10 толщины обтекателя (3) в месте контакта его с проушинами лопастей (1). Обеспечивается создание стабилизатора PC, позволяющего увеличить дальность полета, повысить надежность функционирования, улучшить характеристики кучности и точности стрельбы за счет уменьшения разброса коэффициента сопротивления стабилизатора и подъемной силы дугообразных лопастей, улучшить аэробаллистические характеристики путем уменьшения влияния аэроупругих возмущений на элементы конструкции. 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к стабилизаторам реактивных снарядов систем залпового огня. Стабилизатор реактивного снаряда содержит обтекатель (1) с установленными на нем раскрывающимися дугообразными лопастями (2), имеющими комбинированную форму передних кромок лопастей, включающую плоское притупление (3), и ориентированными в направлении вращения снаряда выпуклыми боковыми поверхностями. Передние кромки лопастей выполнены в виде сочетания плоского притупления шириной 0,10…0,25 толщины лопасти в районе бортовой хорды и клиньев (4) и (5) с выпуклой и вогнутой боковых поверхностей, имеющих суммарный угол 10°…30° в плоскости, перпендикулярной передним кромкам. Концевая хорда лопасти составляет 0,6…1,2 ее бортовой хорды. Средний угол установки лопастей стабилизатора к продольной оси снаряда, измеряемый в различных их сечениях, выбран по формуле где β - суммарный угол заострения передних кромок раскрывающихся дугообразных лопастей стабилизатора в плоскости, перпендикулярной кромкам; d - калибр снаряда; bcp=0,5(bo+bк) - средняя хорда дугообразной лопасти; bo - бортовая хорда дугообразной лопасти; bк - концевая хорда дугообразной лопасти; Нст - размах раскрывающихся дугообразных лопастей стабилизатора; dобт - наружный диаметр обтекателя, на котором установлены дугообразные лопасти стабилизатора; nлоп=3…8 - количество дугообразных лопастей стабилизатора. Обеспечивается создание стабилизатора PC с дозвуковой и сверхзвуковой скоростью полета с повышенной надежностью функционирования, улучшенными основными характеристиками за счет уменьшения разброса аэробаллистических характеристик PC, снижения ветровой чувствительности и обеспечения безрезонансного полета с нулевыми углами атаки. 1 ил.

Вращающийся реактивный снаряд, запускаемый из гладкоствольной трубчатой направляющей, содержит на внутренней поверхности сопла за его критическим сечением устройство создания вращающего момента с использованием струи реактивного двигателя. Вращение снаряда производится в том же направлении, что и от вращающего момента, создаваемого лопастями стабилизатора. Устройство вращения содержит пластины, равномерно установленные в окружном направлении под одинаковым углом подъема винтовой линии их боковых поверхностей к продольной оси реактивного снаряда. Технический результат - увеличение дальности стрельбы, повышение надежности, оптимизация скорости вращения, исключение резонансных явлений при вылете из направляющих и на всех участках траектории. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к реактивным снарядам с газодинамической системой угловой стабилизации, преимущественно для реактивных систем залпового огня. Сопла газодинамической системы установлены на цилиндрическом участке корпуса головной части и расстояние от места сопряжения его с заостренным участком корпуса до середины выходных сечений сопел составляет 0,2-2,0 калибра снаряда. Ширина выходного сечения сопла в направлении продольной оси снаряда не превышает 0,2 калибра снаряда. Выходное сечение каждого сопла утоплено в корпусе головной части и отстоит от наружной ее поверхности на величину 0,02-0,2 ширины сопла, при этом оси выходных сечений сопел расположены в плоскости, перпендикулярной продольной оси головной части, а длина заостренного участка корпуса составляет 1,5-3,5 калибра снаряда. Лопасти стабилизатора смонтированы на цилиндрическом обтекателе диаметром, превышающем в 1,05-1,15 диаметр выходного сечения сопла реактивного двигателя, а задние кромки лопастей в районе корневой хорды удалены от выходного сечения сопла на расстояние 0,3-1,0 диаметра его выходного сечения. Изобретение позволяет создать реактивный снаряд повышенной боевой эффективности с надежным функционированием за счет обеспечения максимального газодинамического стабилизирующего момента, с минимизацией веса газодинамической системы стабилизации, а следовательно, с увеличением веса боевой части, повысить точность и кучность стрельбы за счет надежного парирования угловых возмущений на начальном активном участке полета и исключения отрицательного воздействия струи реактивного двигателя на лопасти и аэродинамические характеристики стабилизатора, обеспечить улучшение аэробаллистических характеристик снаряда. 3 ил.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано при разработке вращающихся ракет различного назначения, реактивных снарядов систем залпового огня. Изобретение позволило разработать вращающуюся ракету, головная часть которой наполнена жидким наполнителем, с увеличенной дальностью полета за счет уменьшения сопротивления головной части и оперения, повышенной эффективностью и надежностью функционирования, улучшенными характеристиками точности и кучности за счет уменьшения аэродинамических нагрузок и снижения разброса аэробаллистических характеристик ракеты в условиях полета с увеличенными скоростями. Вращающаяся ракета содержит головную часть со скругленным по радиусу передним торцом и насадком, заполненную жидким наполнителем на основе нефтепродуктов, устройство для разбрасывания и воспламенения наполнителя, ракетный двигатель с соплом и хвостовое оперение с дугообразными раскрывающимися лопастями, установленными под углом к продольной оси ракеты. Причем передние и задние кромки лопастей оперения выполнены с односторонним заострением со скосом, расположенным на выпуклых их поверхностях, с углом 7°…10° в плоскости, перпендикулярной кромкам, а величина среднего угла установки лопастей оперения определена по зависимости δcp=(0,05…0,20)Hопb0/d2 F(mнап/m∑), при этом задние кромки дугообразных лопастей в районе корневой хорды смещены от заднего торца ракетного двигателя в сторону головной части на расстояние 0,05…0,25 диаметра выходного сечения сопла ракетного двигателя и установлены выпуклыми поверхностями в направлении вращения ракеты таким образом, что вогнутые их поверхности являются наветренными. 1 з.п. ф-лы, 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 ракетной технике и может быть использовано при разработке ракет с воздушно-реактивным двигателем. Технический результат - увеличение дальности полета ракеты. Ракета содержит лобовое воздухозаборное устройство. Оно включает центральное тело и обечайку, камеру сгорания, газогенератор, стартовый двигатель, стабилизатор с раскрывающимися дугообразными лопастями. При этом задняя часть обечайки соединена с газогенератором посредством продольных пилонов в количестве 3…6. Они снабжены теплозащитным покрытием. Передние кромки пилонов выполнены с затуплением в виде полусферы радиусом, равным 0,5 толщины передней части пилона. Толщина пилонов составляет 1,0…1,5 толщины обечайки. Наружная поверхность газогенератора в месте соединения с пилонами выполнена конической с углом полураствора 15…25°. Длина обечайки воздухозаборного устройства равна 3…6 калибрам ракеты. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к реактивным снарядам реактивных систем залпового огня. В сверхзвуковом реактивном снаряде рули размещены на заостренной носовой части корпуса на расстоянии от переднего торца снаряда, выбираемом в пределах значений, рассчитываемых по формуле: , при этом каждый из них снабжен аэродинамическим обтекателем, выполненным в виде тела вращения, выступающего за переднюю кромку руля на величину (0,10-0,25)ар. Продольная ось обтекателя смещена от корневой хорды на расстояние (0,15-0,35)bp. Дугообразные лопасти стабилизатора смещены от донного среза реактивного двигателя в сторону носовой части корпуса на (0,3…0,6)d и закреплены на осях, параллельных продольной оси корпуса снаряда, при этом дугообразные лопасти стабилизатора ориентированы выпуклыми поверхностями в направлении по часовой стрелке на виде сзади, где Lp - расстояние от носовой части до середины корневой хорды рулей; Lц.м - расстояние от носовой части снаряда до его центра масс после выгорания топлива реактивного двигателя; L - длина снаряда; Lстаб - расстояние от носовой части снаряда до середины корневой хорды лопастей стабилизатора; - относительная площадь проекций 2-х лопастей стабилизатора; Sстаб - площадь проекций 2-х лопастей стабилизатора; - площадь миделевого сечения реактивного снаряда; d - калибр снаряда; к=(8-16)[1+0,1(n-3)] - коэффициент, учитывающий количество лопастей стабилизатора; nлоп=3-6 - количество лопастей стабилизатора; - относительная площадь 2-х рулей; Sp - площадь проекций 2-х противоположных рулей; bp - размах одного руля; ар - длина корневой хорды руля. Изобретение позволяет создать сверхзвуковой реактивный снаряд с увеличенной дальностью стрельбы за счет рационального выбора соотношений геометрических параметров планера и обеспечения максимального аэродинамического качества, повышенной боевой эффективностью за счет снижения разброса аэробаллистических характеристик, повышенной точностью стрельбы. 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 боеприпасам, а именно к ракетам с воздушно-реактивным двигателем. Ракета с воздушно-реактивным двигателем содержит лобовое воздухозаборное устройство, включающее центральное тело и обечайку, камеру сгорания, газогенератор, боевую часть, стартовый двигатель твердого топлива и стабилизатор с раскрывающимися лопастями. Обечайка закреплена на центральном теле посредством продольных пилонов, равномерно расположенных в окружном направлении и установленных под нулевым углом к продольной оси ракеты. Передние кромки пилонов выполнены с симметричным заострением с углом 10°…30° и удалены от минимального проходного сечения воздухозаборного устройства на расстояние 0,5…3,0 величины минимального зазора между обечайкой и центральным телом. Раскрывающиеся лопасти выполнены дугообразными, ориентированными выпуклыми поверхностями в направлении вращения ракеты. Достигается увеличение дальности полета ракеты. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и представляет собой ракетную часть со стабилизирующим устройством реактивного снаряда. Корпус ракетной части перед стабилизирующим устройством выполнен с коническим кольцевым уступом, при этом больший диаметр корпуса расположен под наружным кольцом. Стабилизирующее устройство снабжено дополнительным внутренним кольцом, установленным на большем диаметре корпуса ракетной части и жестко соединенным посредством плоских продольных пилонов с наружным кольцом. Наружное кольцо стабилизирующего устройства смещено относительно донного среза сопел блока и выступает за его пределы, а лопасти в раскрытом положении удалены от задней кромки наружного кольца в сторону передней части корпуса ракетной части. В плоскости донного среза соплового блока закреплены фиксаторы в количестве, совпадающем с количеством лопастей. Фиксаторы входят в соответствующие пазы каждой лопасти в их закрытом положении. Техническим результатом изобретения является повышение боевой эффективности и надежности функционирования. 2 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 военной технике и может быть использовано в головных частях реактивных снарядов. Кассетная головная часть (КГЧ) вращающегося реактивного снаряда содержит оболочку, состыкованные последовательно между собой в столбы блоки боевых элементов (БЭ) с перфорированными кожухами и цилиндрическими насадками с текстильными стабилизаторами, пиротехнические устройства взведения исполнительных узлов и выброса БЭ. Блоки БЭ уложены в оболочке параллельно продольной оси КГЧ, продольные оси столбов БЭ удалены на расстояния от оси оболочки и параллельны ей, расстояние между осями двух БЭ составляет 0,10…0,25 калибра КГЧ. Изобретение позволяет повысить надежность и эффективность КГЧ. 3 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 области ракетной техники, а именно к боевым частям с полуготовыми поражающими элементами. Боевая часть состоит из корпуса, заряда взрывчатого вещества с вогнутым торцом и прилегающего к нему полуготового поражающего элемента. Длина заряда взрывчатого вещества составляет 0.75…0.9 диаметра полуготового поражающего элемента. Толщина донной части корпуса составляет , где - толщина полуготового поражающего элемента, , - предел прочности материала полуготового поражающего элемента и корпуса боевой части соответственно. Достигается повышение боевой эффективности боевой части. 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 управляемым реактивным снарядам реактивных систем залпового огня

Изобретение относится к вращающимся реактивным снарядам систем залпового огня

Изобретение относится к самоприцеливающимся боевым элементам реактивных снарядов

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к отделяемой головной части реактивного снаряда систем залпового огня

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к кассетной головной части реактивного снаряда систем залпового огня

Изобретение относится к реактивным снарядам с кассетной головной частью

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к головной части реактивного снаряда систем залпового огня

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к сверхзвуковым реактивным снарядам с отделяемой головной частью реактивных систем залпового огня

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к вращающимся парашютам для самоприцеливающихся боеприпасов реактивных снарядов

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к реактивным снарядам систем залпового огня с отделяемой головной частью

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

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

 


© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности
Наверх