Патенты автора Дризгалович Евгений Михайлович (RU)
Ракета в стволе-контейнере // 2748877
Изобретение относится к области вооружения и военной техники, а именно к системам ракетного вооружения, в которых для запуска ракет предусмотрены транспортно-заряжающие контейнеры и уровень возмущений, приобретаемых ракетой на старте, существенно влияет на управляемость ракеты на начальном участке наведения на цель. Технический результат - снижение уровня начальных возмущений, действующих на систему ракета - пусковая установка, в частности, когда силы трения ракеты выше силы трения газов о внутреннюю поверхность трубы контейнера, сохранение боевые характеристик комплекса, повышение точности стрельбы и надежности ракетного комплекса. Устройство содержит стартовый двигатель с закрепленным на нем стаканом. Между стволом-контейнером и задней крышкой ствола-контейнера размещено кольцо. На внутренней поверхности кольца выполнены радиальные выступы. Они расположены симметрично продольной оси ракеты. Расстояние между выступами, расположенными друг напротив друга относительно продольной оси, меньше внутреннего диаметра ствола-контейнера. Внутренний диаметр кольца больше внутреннего диаметра ствола-контейнера. Кольцо снабжено материалом, обеспечивающим герметичность ствола-контейнера в месте его контакта с кольцом. 3 ил.
Инерционный замыкатель // 2680572
Изобретение относится к области вооружения, в частности к управляемым ракетам, снабженным боевыми частями. Инерционный замыкатель содержит корпус, подпружиненное инерционное тело, выполненное в виде тела вращения, и электрические контактные поверхности. В верхней части корпуса замыкателя выполнен направляющий элемент, противоположная сторона корпуса замыкателя соединена с основанием, выполненным из изоляционного материала, в котором установлены электрические контактные поверхности. Инерционное тело выполнено с цилиндрической направляющей поверхностью и со смещенным относительно нее центром тяжести, и в исходном положении установлено с зазорами относительно направляющего элемента и основания, и поджато одним торцом к корпусу замыкателя пружиной. Длина направляющей поверхности инерционного тела выполнена меньшей расстояния от опорного торца до центра масс инерционного тела. Длина направляющего элемента в корпусе выполнена меньше длины цилиндрической направляющей инерционного тела и инерционное тело выполнено в виде усеченного конуса. Изобретение позволяет повысить надежность срабатывания боевой части при встрече ракеты с преградой под различными углами, в том числе при боковых ударах о землю, грунт и т.д. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к области вооружения, в частности к малогабаритным управляемым реактивным снарядам. При запуске маршевого двигателя управляемого реактивного снаряда замыкание электрической цепи электровоспламенителя маршевого двигателя производят двумя инерционными замыкателями под действием стартового ускорения. Время замыкания цепи и значение ускорения, при котором замыкается цепь вторым инерционным замыкателем, меньше соответствующих значений первого инерционного замыкателя. Для реализации данного способа используется инерционное замыкающее устройство, обеспечивающее замыкание электрической цепи электровоспламенителя маршевого двигателя под действием стартового ускорения, содержащее два инерционных замыкателя. Инерционные замыкатели расположены в одном корпусе с двумя параллельными каналами, в которых установлены два подвижных инерционных груза-контакта, каждый из которых взаимодействует с пружиной и имеет возможность взаимодействия со своей парой неподвижных контактов при перемещении под действием стартового ускорения на величину хода за время t1 и t2 соответственно. Массы грузов-контактов и жесткость пружин подобраны таким образом, что выполняется соотношение t2/t1>1,2. Группа изобретений позволяет повысить безопасность снаряда при его эксплуатации и боевом применении за счет исключения замыкания электрической цепи электровоспламенителя при ускорениях, возникающих при падении изделия. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.
Стабилизатор управляемой ракеты // 2616310
Изобретение относится к области вооружения, в частности к конструкции малогабаритных управляемых ракет, выстреливаемых из трубчатой направляющей – контейнера, и может быть использовано в конструкциях с различными аэродинамическими схемами. Технический результат - повышение надежности и безопасности управляемой ракеты за счет уменьшения колебаний ракеты на начальном участке и исключения повреждения внутренних стенок направляющей при ее сборке и эксплуатации за счет исключения контакта кромок стабилизатора с трубчатой направляющей. Стабилизатор содержит сложенные по поверхности корпуса ракеты полые лопасти. Эти лопасти выполнены из упругих пластин, скрепленных криволинейными кромками. На концах лопастей выполнены выступы в виде цилиндрических поверхностей, контактирующих во время нахождения ракеты в трубчатой направляющей с ее стенками. Торцевые поверхности выступов выполнены скругленными. Участок лопасти от выступа до конца лопасти отогнут относительно ее продольной плоскости в направлении складывания. Размеры цилиндрического выступа и угол отгиба лопасти определены аналитическими соотношениями. 4 ил.
УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА // 2584358
Изобретение относится к области вооружения. Управляемая ракета с наведением по лучу лазера размещена в транспортно-пусковом контейнере и содержит фотоприемное устройство, установленное рядом с соплами стартового двигателя, закрытое диском, скрепленным с корпусом фотоприемного устройства разрушаемой кольцевой обоймой, и торцевое уплотнение, установленное между диском и фотоприемным устройством. Дополнительно между диском и оптическим элементом фотоприемного устройства установлена пластинчатая пружина, взаимодействующая одной стороной с оптическим элементом фотоприемного устройства, а другой стороной с диском, закрывающим фотоприемное устройство. Пружина может быть выполнена в виде прямоугольной изогнутой по дуге окружности пластины. Между торцевым уплотнением и корпусом фотоприемного устройства установлена кольцевая прокладка из эластичного материала. Техническим результатом изобретения является повышение надежности ракеты за счет обеспечения своевременного открытия оптического элемента фотоприемного устройства после выхода ракеты из транспортно-пускового контейнера для обеспечения ее управляемого полета. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.
УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА // 2542679
Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в управляемых ракетах. Управляемая ракета (УР) содержит последовательно телескопически соединенные радиальными винтами с гайками и коническими головками отсеки из цилиндрических тонкостенных оболочек, маршевый двигатель, боевую часть. Коническая головка содержит цилиндрическую поверхность, взаимодействующую с цилиндрическим отверстием одного отсека и конический участок, взаимодействующий с коническим отверстием второго отсека. Ось конического отверстия первого отсека расположена с эксцентриситетом от оси цилиндрического отверстия второго отсека. Изобретение позволяет повысить эффективность УР. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.
УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА // 2393421
Изобретение относится к вооружению, а именно к малогабаритным управляемым ракетам
