Стартовый двигатель имитатора боевого средства пзрк

Авторы патента:

Пикалин Сергей Александрович (RU)

Громов Владимир Вячеславович (RU)

Липсман Давид Лазорович (RU)

Петров Игорь Яковлевич (RU)

Тонкачев Владимир Викторович (RU)

Михайлов Александр Алексеевич (RU)

F02K99 - Реактивные двигательные установки (размещение и крепление реактивных двигательных установок на наземных транспортных средствах или транспортных средствах вообще B60K; размещение и крепление реактивных двигательных установок на судах B63H; управление положением в пространстве, направлением и высотой полета летательного аппарата B64C; размещение и крепление реактивных двигательных установок на летательных аппаратах B64D; установки, в которых энергия рабочего тела распределяется между реактивными движителями и движителями иного типа, например воздушными винтами F02B,F02C; конструктивные элементы реактивных двигателей, общие с газотурбинными установками, воздухозаборники и управление топливоподачей в воздушно-реактивных двигателях F02C)

Владельцы патента RU 2486363:

Открытое акционерное общество "Завод им. В.А. Дегтярева" (RU)

Изобретение относится к двигателям, используемым в составе имитаторов боевых средств тренажеров для обучения и тренировки операторов переносных зенитных ракетных комплексов. Стартовый двигатель имитатора боевого средства переносного зенитного ракетного комплекса содержит камеру, сопловой блок и контактную связь. На передней части двигателя по продольной оси закреплена цанга, ориентированная захватами вперед, а в камере размещены электровоспламенитель, воспламенитель и заряд штатного стартового двигателя боевого средства переносного зенитного ракетного комплекса. Изобретение позволяет повысить функциональность тренажерного комплекса, а также осуществлять полноценную психофизическую подготовку операторов к работе с боевыми средствами переносных зенитных ракетных комплексов. 1 ил.

Предложение относится к двигателям, используемым в составе имитаторов боевых средств тренажеров для обучения и тренировки операторов переносных зенитных ракетных комплексов (ПЗРК).

Техническими требованиями к указанному тренажерному комплексу предусматривается обеспечение выполнения операций по подготовке и проведению пуска учебно-практической ракеты аналогично действиям стрелка-зенитчика с боевыми ПЗРК.

В состав тренажерного комплекса входят имитаторы боевых средств (ИБС) ПЗРК (типа «ИГЛА» и др.), представляющие собой пусковую трубу, в которой установлена модель ракеты и стартовый двигатель. По условиям эксплуатации снаряжение имитатора боевого средства стартовым двигателем должно происходить в полевых условиях. Эти ИБС позволяют производить обнаружение, захват, сопровождение цели и практический пуск модели ракеты с обеспечением физических факторов: выброс модели из трубы, сопровождающийся светошумовыми явлениями работы стартового двигателя. При этом происходит психологическое воздействие на обучаемого и соответствующая тренировка.

Известен стартовый двигатель в учебно-практическом тренировочном устройстве (патент РФ №2233417 МПК F41G 3/26, F41F 3/045, опубл. 27.07.2004), принятый за прототип. Стартовый двигатель состоит из камеры, соплового блока, штока, не пропускающего продукты горения к модели ракеты (не имеющего внутреннего отверстия), контактной связи, в камере двигателя размещено взрывчатое вещество.

Этот двигатель предназначен для выброса из пусковой трубы габаритно-весовой модели ракеты в процессе обучения с помощью тренажерных средств операторов ПЗРК.

Однако это устройство неудобно для сборки ИБС.

Последовательность сборки следующая:

- стартовый двигатель стыкуется с моделью ракеты, шток проходит в осевое отверстие модели;

- путем взаимного поворота двигателя и модели соосно совмещаются, а затем штифтуются отверстия, выполненные перпендикулярно продольным осям, на штоке двигателя и в задней части модели;

- сборка модели с двигателем вставляется в трубу и фиксируется путем выдвижения из трубы стопора, западающего в паз на боковой поверхности трубы.

Затем происходит электрическая стыковка контактной связи с контактами трубы.

Эти мероприятия сами по себе трудновыполнимы в полевых условиях. Кроме того, поскольку модель является моделью ракеты многократного использования, после пуска и падения ее на почву или снег перед очередным снаряжением ИБС необходимо проводить операцию отстыковки отработанного двигателя в порядке обратном сборке. Все это усложняется набивающимися в зазоры и отверстия почвой или в зимнее время - снегом с формированием льда по мере остывания отработанного двигателя, которые необходимо удалять из труднодоступных мест.

Снаряжение двигателя неконкретным взрывчатым веществом без указания инициаторов и заряда неоднозначно определяют параметры работы этого двигателя.

Задачей изобретения является разработка конструкции стартового двигателя имитатора боевого средства переносного зенитного ракетного комплекса, удобного в эксплуатации, с физическими параметрами, соответствующими параметрам стартового двигателя боевого ПЗРК.

Техническим результатом изобретения является повышение функциональности тренажерного комплекса, обеспечение качества боевой подготовки стрелков-зенитчиков.

Указанный технический результат достигается тем, что в стартовом двигателе имитатора боевого средства переносного зенитного ракетного комплекса, содержащем камеру, сопловой блок, контактную связь, новым является то, что на передней части двигателя по продольной оси закреплена цанга, ориентированная захватами вперед, а в камере размещены электровоспламенитель, воспламенитель и заряд штатного стартового двигателя боевого средства переносного зенитного комплекса.

Совокупность конструктивных элементов, их взаимное расположение, форма выполнения элементов и связь между ними позволяют обеспечить оптимальные эксплуатационные качества изделия и обеспечить высокий уровень соответствия процесса обучения реальному процессу боевой работы с обеспечением психологической и физической подготовки стрелков-зенитчиков.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где изображен общий вид предложенного устройства.

Стартовый двигатель содержит камеру 1, сопловой блок 2, контактную связь 3 с наконечниками 4, на передней части двигателя по продольной оси закреплена цанга 5, в камере 1 размещены электровоспламенитель 6, воспламенитель 7 и заряд 8 штатного стартового двигателя боевого средства ПЗРК.

Снаряжение ИБС происходит следующим образом. В трубе с помощью стопора фиксируется модель ракеты. Затем происходит механическое крепление стартового двигателя посредством вхождения его цанги 5 в осевое ступенчатое отверстие модели ракеты. Далее наконечники 4 контактной связи 3 двигателя соединяются с соответствующими контактами на пусковой трубе. Учебно-практический ИБС готов к работе.

При прицеливании обучаемым стрелком на воздушную цель приемник ИБС воспринимает излучение цели, вырабатывает электрические сигналы, необходимые для работы пускового механизма, оператор переводит спусковой крючок пускового механизма из исходного положения до упора. После этого происходит «сход» - пусковой механизм вырабатывает электрический сигнал, который поступает на контактную связь 3 и далее на электровоспламенитель стартового двигателя 6. Форс пламени от электровоспламенителя поджигает воспламенитель 7, который обеспечивает необходимые физические параметры для срабатывания заряда 8. Пороховые газы вырываются через отверстия соплового блока 2, результатом чего является совместное реактивное движение двигателя и модели ракеты с выбросом из пусковой трубы и дальнейшим свободным полетом.

Стартовый двигатель имитатора боевого средства переносного зенитного ракетного комплекса, содержащий камеру, сопловой блок, контактную связь, отличающийся тем, что на передней части двигателя по продольной оси закреплена цанга, ориентированная захватами вперед, а в камере размещены электровоспламенитель, воспламенитель и заряд штатного стартового двигателя боевого средства переносного зенитного ракетного комплекса.

Изобретение относится к ракетным двигателям жидкого и твердого топлива. .

Звездолет с ядерной силовой установкой и атомный ракетный двигатель // 2459102

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к ракетам для межзведных перелетов с жидкостным ракетным двигателем, выполненным по закрытой схеме, с дожиганием газогенераторного газа, и к средствам управления ракетой по крену, и предназначено для управления вектором тяги двигателя и ракетой по тангажу, рысканию и крену.

Жидкостный ракетный двигатель многократного включения (варианты) // 2447313

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

Способ работы и устройство реактивного двигателя (варианты) // 2447311

Изобретение относится к космической технике, в частности к реактивным двигателям, преобразующим тепловую энергию источника тепла в энергию газовой струи, создающей реактивную тягу двигателя.

Устройство соединения газоводов реактивных двигателей // 2446340

Изобретение относится к устройствам соединения газоводов. .

Способ организации рабочего процесса в лазерном ракетном двигателе и лазерный ракетный двигатель // 2442019

Изобретение относится к ракетным двигателям, основанным на получении тяги путем поглощения лазерного излучения, и предназначено для управления малыми космическими аппаратами.

Способ организации рабочего процесса в лазерном ракетном двигателе и лазерный ракетный двигатель // 2439360

Изобретение относится к области реактивных двигательных установок, а именно к реактивным двигателям, основанным на получении тяги в результате поглощения лазерного излучения, и предназначено для управления малыми космическими аппаратами.

Атмосферный ионный двигатель // 2416734

Изобретение относится к электротехнике и может найти применение в качестве электродвигателя. .

Пульсирующий реактивный двигатель в режиме детонационного сгорания топлива с дополнительным ускорением газовых объемных зарядов силой электромагнитной индукции // 2406865

Изобретение относится к пульсирующим реактивным двигателям на основе энергии детонационного сгорания топлива, но отличается высокими показателями КПД более 50%, частоты пульсаций выше 400 Гц, дополнительным ускорением переменным электромагнитным полем каждой порции продуктов химической реакции, выбрасываемой из детонационной камеры сгорания, движущейся в виде области высокого давления газов, несущей объемный заряд положительной полярности.

Жидкостный ракетный двигатель с дополнительным электромагнитным разгоном рабочего тела // 2374481

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

Безнасосный криогенный жидкостный ракетный двигатель (варианты) // 2492342

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных и энергетических установках перспективных средств межорбитальной транспортировки, предназначенных для доставки космических аппаратов на различные высокоэнергетические орбиты и отлетные от Земли траектории

Микроэлектромеханический ракетный двигатель // 2498103

Микроэлектромеханический ракетный двигатель предназначен для использования в составе космических разгонных блоков, наноспутников. Микроэлетромеханический ракетный двигатель выполнен в виде структуры из полупроводниковых кристаллов кремния, расположенных один над другим, в одном из которых выполнена камера сгорания с топливным элементом, и содержит блок поджига топлива с металлическими проводниками. Камера сгорания с топливным элементом выполнена в виде нанокристаллического пористого кремния глубиной не более 60 мкм, поры которого насыщены водородом и допированным нитратом калия. Во второй пластине выполнено сопло, расположенное симметрично нанокристаллическому пористому кремнию и сочленное с ним через металлические проводники. Изобретение направлено на упрощение и удешевление процесса изготовления двигателя, обеспечение высокой надежности двигателя по сопутствующим работе двигателя температурам, механическим нагрузкам, режиму работы двигателя и обеспечение нормальной газодинамической функции за счет предлагаемой конструкции и топлива. 1 ил.

Устройство для подачи пылеобразного рабочего тела в электроракетный двигатель // 2508473

Устройство для подачи пылеобразного рабочего тела в электроракетный двигатель относится к области электрических ракетных двигателей (ЭРД), в которых используют пыль в качестве рабочего тела для создания тяги. В устройстве для подачи пылеобразного рабочего тела в электроракетный двигатель пылеобразное рабочее тело хранится в одном или большем числе капсул, размещенных в магазине, имеется механизм для перемещения пылеобразного рабочего тела, который выполнен таким образом, что он имеет возможность вынимать капсулу из ячейки магазина и задвигать капсулу в ускоряющее пространство ЭРД и выдвигать капсулу обратно из ускоряющего пространства ЭРД. При этом капсула для хранения пылеобразного рабочего тела имеет обечайку из диэлектрического материала, донышко и быстросъемную крышку, которая имеет возможность сбрасываться вблизи первого, по ходу перемещения пылеобразного рабочего тела, ускоряющего электрода электроракетного двигателя. Изобретение позволяет исключить непосредственный контакт и трение механизмов с пылеобразным рабочим телом, регулировать подачу пылеобразного рабочего тела в ЭРД, а также уменьшить размеры ЭРД с пылеобразным рабочим телом. 8 з.п. ф-лы, 10 ил.

Жидкостно-газовый реактивный двигатель // 2511877

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в качестве корректирующей двигательной установки космического аппарата. Жидкостно-газовый реактивный двигатель (ЖГРД) содержит бак, заполненный жидким рабочим телом - водой, с выходным отверстием в крышке, камеру и реактивное сопло. В камере жидкостно-газового реактивного двигателя установлен на выходе из бака разделитель фаз рабочего тела, после которого установлен регулировочный клапан с пружиной и электромагнитом. В ЖГРД камера снабжена устройством подогрева рабочего тела в области, прилегающей к выходному отверстию бака. Жидкостно-газовый реактивный двигатель создает реактивную тягу за счет истечения паров воды, которые образуются за счет процесса парообразования газа из жидкой фазы. Изобретение обеспечивает регулирование тяги, снижение энергопотребления двигателя и применение экологически чистого рабочего тела. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Ракетный двигатель староверова-10 // 2521429

Ракетный двигатель включает жидкое или твердое ракетное топливо, в котором окислитель и/или горючее содержит связанный азот, а также мелкодисперсный или связанный бор, причем количество атомов бора и азота 1:1 с отклонением ±20%. Ракетное топливо имеет избыток горючего по отношению к окислителю. Изобретение позволяет повысить тепловыделение топлива. 8 з.п. ф-лы.

Конический ракетный двигатель староверова-8 /варианты/ и способ его вертикального старта /варианты/ // 2524793

Конический ракетный двигатель бессоплового бескорпусного типа содержит шашку твердого топлива с одним или несколькими каналами на всю длину шашки, заполненными более быстро горящим топливом, чем основное топливо, или же шашка имеет несколько параллельных каналов, причем часть из них обрываются от поверхности шашки на расстоянии, равном или большем половине расстояния между соседними каналами. В случае если каналов в шашке несколько, они расположены в шашке параллельно или в направлении вершины конуса. В другом варианте выполнения ракетного двигателя по всей длине или в задней части шашки каналы на периферии выполняют наклонными, причем скорость горения лидер-топлива, либо лидер-топлива и основного топлива уменьшается. В задней части двигателя выполнено центральное конусное углубление, на котором выполняется еще несколько конусных углублений со своими лидер-зарядами, обрывающимися на заданном расстоянии от заднего конца двигателя. Кроме того, в передней части двигателя с одним центральным каналом может быть выполнено еще несколько параллельных или сходящихся каналов, заполненных более быстро горящим топливом, чем основное топливо, причем соотношение длины отдельного периферийного канала и скорости горения в нем таково, что заряды во всех каналах сгорают у переднего торца двигателя одновременно, и скорости горения топлива во всех каналах таковы, что газопроизводительность двигателя на единицу площади среза сопла остается постоянной. В других вариантах выполнения передняя боковая часть двигателя выполнена в виде одного или нескольких конусных слоев и сделана из основного топлива с большей скоростью горения, а изначально выполненная на заднем торце двигателя коническая выемка занимает не всю поверхность заднего торца. Кроме того, скорость горения основного топлива может непрерывно или слоями уменьшаться на периферии. При вертикальном старте конического ракетного двигателя задним торцом, имеющим на части своей поверхности коническую выемку, двигатель устанавливают на горизонтальную поверхность, имеющую эластичное покрытие и отверстие в центре. До старта двигатель удерживается в вертикальном положении эластичными присосками, расположенными по его внешней поверхности. Группа изобретений позволяет исключить необходимость разделения двигателя на ступени за счет отсутствия корпуса и сопла, а также обеспечить изменение тяги при работе двигателя. 11 н. и 9 з.п. ф-лы, 2 ил.

Плазменный двигатель на наночастицах металлов или металлоидов // 2534762

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Плазменный двигатель на наночастицах металлов или металлоидов содержит последовательно расположенные камеру сгорания, один вход в которую служит для ввода твердых наночастиц металла или металлоида в качестве топлива, а другой - для ввода окислителя топлива в виде водяного пара или кислорода, при смешении которых в камере возникает горение, хемоионизационные реакции окисления, дающие тепловой эффект, высокие температуры и образование нагретой плазмы, содержащей жидкие оксиды металлов или металлоидов, устройство охлаждения плазмы до температуры ниже температуры плавления полученных оксидов и образования в нагретой плазме твердых пылевых отрицательно заряженных оксидов металлов или металлоидов, электростатическое или электромагнитное разгонное устройство, которое разгоняет электростатическим или электромагнитным полем истекающую из устройства охлаждения нагретую плазму и создает высокоскоростной поток нагретой пылевой плазмы с высокоскростными отрицательно заряженными оксидами металлов или металлоидов, который истекает в окружающую среду и создает реактивную тягу двигателя. Металл может быть применен любым из ряда алюминий, бериллий, цирконий, железо, титан, металлоид - из ряда бор, кремний. Изобретение обеспечивает увеличение удельного импульса тяги двигателя за счет дополнительного включения тепловой энергии хемоионизационных реакций и массы более тяжелых отрицательно заряженных оксидов металлов или металлоидов пылевидной плазмы. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Ракетный двигатель староверова (варианты) // 2544104

Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, в которую подают боран, или силан, или фосфин, или герман, или другие гидриды, имеющие положительную энтальпию образования из простых веществ, или их смесь. Указанные выше вещества подают при температуре, обеспечивающей самоподдерживающийся характер реакции их термического разложения за счет тепла экзотермической реакции. Другое изобретение группы относится к ракетному двигателю на жидком или твердом ракетном топливе, в котором в камеру сгорания дополнительно к стехиометрическому составу основного топлива подается боран, или силан, или фосфин, или герман, или другие гидриды, или метан. Еще одно изобретение группы относится к ракетному двигателю на твердом топливе, в котором твердые гидриды дополнительно к стехиометрическому составу основного топлива входят в состав твердого ракетного топлива. Группа изобретений позволяет повысить удельный импульс ракетного двигателя. 3 н. и 6 з.п. ф-лы.

Электровзрывной реактивный пульсирующий двигатель // 2554255

Изобретение относится к энергетике. Электровзрывной реактивный пульсирующий двигатель включает полую диэлектрическую камеру, в отверстиях стенки которой и в изоляторах, изготовленных из упругого диэлектрика, расположены два разнополярных электрода Торцы электродов не выступают во внутреннюю полость камеры и расположены напротив друг друга или со смещением относительно друг друга. В полость через вход принудительно подается электропроводящая жидкость, контактирующая с торцами электродов. При подаче к последним постоянного тока между их торцами происходит электроразряд, вызывающий электровзрыв объема жидкости в районе торцов электродов. В результате указанный объем жидкости переходит в газообразное состояние, что приводит к повышению давления в полости. Так как другой объем жидкости в полости около выхода находится от произошедшего электровзрыва на расстоянии, то он не переходит в газообразное состояние и выбрасывается возросшим давлением из полости через выход в виде жидкой реактивной струи. Также представлен электрический реактивный пульсирующий двигатель, у которого один из электродов расположен вдоль полости камеры. Изобретение позволяет упростить конструкцию и повысить КПД двигателя. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 10 ил.

Система хранения и подачи иода // 2557789

Предлагаемое изобретение относится к области электроракетных двигателей, в частности к системам хранения и подачи в них рабочего тела (иода). В системе хранения и подачи иода, содержащей снабженную нагревателем цилиндрическую емкость с иодом, которая сообщена с электроракетным двигателем трубопроводом с клапаном, на днище внутри цилиндрической емкости со стороны трубопровода установлена пористая шайба, контактирующая с кристаллическим иодом, причем цилиндрическая емкость со стороны, противоположной трубопроводу, содержит фланец и подпружиненный относительно него поршень, контактирующий с другой стороны с кристаллическим иодом, при этом нагреватель снабжен электрической изоляцией, контактирующей снаружи с днищем емкости со стороны трубопровода. Причем в системе подачи иода поршень выполнен составным в виде наружного стакана, контактирующего с цилиндром емкости, и вставленного в него внутреннего стакана, при этом днища стаканов обращены в разные стороны и между его днищами установлена пружина. Изобретение направлено на обеспечение стабильной подачи иода при любом расположении цилиндрической емкости в условиях гравитации и микрогравитации. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.