Комплекс вооружения



Комплекс вооружения
Комплекс вооружения
Комплекс вооружения
Комплекс вооружения
Комплекс вооружения
Комплекс вооружения

 


Владельцы патента RU 2529256:

Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" (RU)

Предлагаемое изобретение относится к оборонной технике, а более конкретно к комплексам вооружения. Комплекс вооружения содержит пулю со стабилизатором, размещенную в пусковой трубе. Задняя часть пули выполнена в виде стабилизатора, жестко закрепленного на корпусе стартового двигателя пули. Стабилизатор представляет собой аэродинамическую юбку. Юбка упругодеформирована с возможностью обеспечения размещения в пусковой трубе. Диаметр большего основания юбки в раскрытом состоянии больше внутреннего диаметра пусковой трубы. Достигается обеспечение необходимой степени статической устойчивости пули при полете с числами Маха больше единицы. 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к оборонной технике, а более конкретно к комплексам вооружения и может быть использовано в малогабаритных ракетных комплексах.

Известен противотанковый ракетный комплекс 9М113 «Конкурс» [Физические основы устройства и функционирования стрелково-пушечного, артиллерийского и ракетного оружия. Часть II. Физические основы устройства и функционирования ракетного оружия: учебник для вузов / под ред. проф. В.В. Ветрова и проф. В.П. Строгалева. - Тула: Изд-во ТулГУ, 2007. - 784 с.], являющийся наиболее близким техническим решением к предлагаемому изобретению. Противотанковый ракетный комплекс содержит пусковую трубу и ракету с крыльями. Каждая консоль крыла состоит из двух тонкостенных трапециевидных, предварительно изогнутых пластин, изготовленных из пружинной стали. Пластины сварены по всему контуру за исключением бортовой хорды, при этом толщина профиля в районе бортовой хорды достаточна для обеспечения жесткости и прочности крыла. Крылья обернуты вокруг корпуса ракеты таким образом, что диаметр окружности, охватывающей крылья, равен внутреннему диаметру пусковой трубы, при этом напряжения, возникающие в материале крыльев при обертывании вокруг корпуса, не превышают предела текучести материала крыльев.

Достоинствами прототипа являются малая масса крыльев и возможность размещения крыла в небольшом объеме на поверхности корпуса ракеты.

Недостатки противотанкового ракетного комплекса заключаются в следующем:

- жесткость и прочность крыльев не позволяют использовать их для полета с числом Маха, превосходящим единицу;

- крылья необходимо нивелировать вручную для обеспечения отсутствия аэродинамического эксцентриситета, что увеличивает трудоемкость изготовления ракеты;

- вклад крыльев в общий коэффициент аэродинамической подъемной силы с увеличением числа Маха уменьшается, что уменьшает степень статической устойчивости ракеты.

Задачей предлагаемого изобретения является обеспечение необходимой степени статической устойчивости пули при полете с числами Маха больше единицы и уменьшение трудоемкости изготовления пули.

Поставленная задача решается следующим образом.

В комплексе вооружения, содержащем пулю со стабилизатором, размещенную в пусковой трубе, новым является то, что задняя часть пули выполнена в виде стабилизатора, жестко закрепленного на корпусе стартового двигателя пули, и представляющего собой аэродинамическую юбку. Юбка упруго деформирована с возможностью обеспечения размещения в пусковой трубе, при этом диаметр большего основания юбки в раскрытом состоянии больше внутреннего диаметра пусковой трубы.

При этом аэродинамическая юбка может быть выполнена в виде тонкостенной обечайки конической формы.

Аэродинамическая юбка может быть выполнена в виде лепестков, сваренных между собой внахлест по части стыка, при этом лепестки выполнены с возможностью смещения друг относительно друга по свободной части стыка.

Аэродинамическая юбка может быть выполнена в виде набора концентричных тонкостенных обечаек конической формы, углы конусности которых равны, при этом их суммарная толщина равна необходимой для обеспечения прочности и жесткости толщине однослойной юбки, выполненной из аналогичного материала.

Аэродинамическая юбка является задней частью пули, при этом конусность аэродинамической юбки равна конусности той части корпуса стартового двигателя пули, с которой она жестко соединена. Соединение может быть выполнено клеевым, сварным, паяным или заклепочным в зависимости от свойств материалов, из которых выполнены аэродинамическая юбка и часть корпуса стартового двигателя пули, с которой она соединена. Это позволяет жестко соединять аэродинамическую юбку с остальной частью корпуса стартового двигателя пули без нивелировки, что уменьшает трудоемкость ее изготовления. Вклад конической части корпуса в общий коэффициент аэродинамической подъемной силы с увеличением числа Маха увеличивается, при этом коническая аэродинамическая юбка, являющаяся задней частью пули, увеличивает ее степень статической устойчивости. Аэродинамическая юбка во время полета равномерно нагружается аэродинамическим сопротивлением по всей наружной поверхности в отличие от крыльев, воспринимающих в большей степени нагрузку от аэродинамической подъемной силы одной из плоскостей, что увеличивает прочность и жесткость аэродинамической юбки по сравнению с крылом, выполненным из идентичного материала при одинаковой толщине материала, и позволяет использовать ее при полете с большими числами Маха.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется графическим материалом - чертежами.

На Фиг.1 изображен комплекс вооружения в состоянии, в котором он хранится и транспортируется.

На Фиг.2 представлен разрез А-А на Фиг.1.

На Фиг.3 изображена пуля после выхода из пусковой трубы и раскрытия аэродинамической юбки.

На Фиг.4 изображен увеличенный вид Б на Фиг.3 по п.2.

На Фиг.5 изображена задняя часть пули с аэродинамической юбкой по п.3, состоящей из двух сваренных лепестков.

На Фиг.6 изображен увеличенный вид Б на Фиг.3 по п.4.

Пусковая труба 1 служит для хранения и транспортировки пули 2, удержания аэродинамической юбки 3 в сложенном состоянии (фиг.1) и произведения направленного выстрела. Пуля 2 оборудована стартовым двигателем 4 и представляет собой летательный аппарат, выстреливаемый из пусковой трубы и способный осуществлять самостоятельный полет к цели после выхода из пусковой трубы. Аэродинамическая юбка 3 может быть выполнена в виде тонкостенной обечайки конической формы (фиг.4), конусность которой соответствует конусности корпуса стартового двигателя, и является частью пули, диаметр большего основания юбки в раскрытом состоянии больше внутреннего диаметра пусковой трубы 1, при этом юбка упруго деформирована с возможностью обеспечения размещения в пусковой трубе. Стартовый двигатель 4 представляет собой ракетный двигатель на твердом топливе и служит для разгона пули до заданной скорости. Аэродинамическая юбка (фиг.5) может состоять из лепестков 5, сваренных между собой внахлест по части стыка, при этом лепестки выполнены с возможностью смещения друг относительно друга по свободной части стыка. Также аэродинамическая юбка (фиг.6) может быть выполнена в виде концентричных тонкостенных обечаек конической формы 6, углы конусности которых равны, при этом их суммарная толщина равна необходимой для обеспечения прочности и жесткости толщине однослойной юбки, выполненной из аналогичного материала.

Комплекс вооружения работает следующим образом.

Во время хранения и транспортирования комплекса вооружения аэродинамическая юбка, являющаяся задней частью корпуса пули, упруго деформирована так, что напряжения, возникшие при деформировании, не превышают предела текучести материала юбки, и удерживается в деформированном состоянии внутренней поверхностью пусковой трубы. После произведения выстрела пуля выходит из пусковой трубы, в результате чего аэродинамическая юбка прекращает удерживаться в деформированном состоянии пусковой трубой и возвращается в первоначальное состояние за счет собственной упругости, запасенной в материале юбки. Затем включается стартовый двигатель, и пуля продолжает самостоятельный полет к цели.

Таким образом, предлагаемое техническое решение позволяет обеспечить необходимую степень статической устойчивости пули при полете с числами Маха больше единицы и уменьшить трудоемкость изготовления пули.

1. Комплекс вооружения, содержащий пулю со стабилизатором, размещенную в пусковой трубе, отличающийся тем, что задняя часть пули выполнена в виде стабилизатора, жестко закрепленного на корпусе стартового двигателя пули, и представляющего собой аэродинамическую юбку, упругодеформированную с возможностью обеспечения размещения в пусковой трубе, при этом диаметр большего основания юбки в раскрытом состоянии больше внутреннего диаметра пусковой трубы.

2. Комплекс вооружения по п.1, отличающийся тем, что аэродинамическая юбка выполнена в виде тонкостенной обечайки конической формы.

3. Комплекс вооружения по п.1, отличающийся тем, что аэродинамическая юбка выполнена в виде лепестков, сваренных между собой внахлест по части стыка, при этом лепестки выполнены с возможностью смещения друг относительно друга по свободной части стыка.

4. Комплекс вооружения по п.1, отличающийся тем, что аэродинамическая юбка выполнена в виде набора концентричных тонкостенных обечаек конической формы, углы конусности которых равны, при этом их суммарная толщина равна необходимой для обеспечения прочности и жесткости толщине однослойной юбки, выполненной из аналогичного материала.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области оборонной техники, а именно, к складывающимся рулям или стабилизаторам управляемых ракет. Складной руль управляемой ракеты содержит закрепленную на выходном валу привода корневую часть руля, поворотную часть руля, установленную на двух полуосях, размещенных в корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него, и механизм раскрытия руля.

Изобретение относится к ракетной технике и касается устройств фиксации складываемых аэродинамических поверхностей. Аэродинамический руль ракеты содержит установленную на корпусе ракеты аэродинамическую поверхность с возможностью складывания, привод управления рулем.

Изобретение относится к области авиационной техники. Поворотный узел крыла летательного аппарата состоит из основания, двух консолей крыла, штифта, крепежного элемента и упорной шайбы.

Изобретение относится к области военной техники, в частности к управляемым артиллерийским снарядам. Стабилизатор снаряда содержит корпус, закрепленные в корпусе на осях лопасти и механизм стопорения.

Изобретение относится к области ракетной техники и касается устройств управления элевонов складываемого крыла ракеты. Механизм управления элевоном состоит из размещенного на корпусе ракеты вала вращения, соединенного с элевоном, шарнирно установленным на задней кромке крыла, рычага, закрепленного на валу, и рулевой машинки, установленной в корпусе ракеты, шток которой шарнирно соединен с рычагом.

Изобретение относится к космической, ракетной и морской технике и касается раскрытия и автоматической установки в рабочее положение несущей управляющей плоскости летательного аппарата (ЛА).

Изобретение относится к авиационной и космической технике и может быть использовано в спускаемых летательных аппаратах (ЛА). Устройство управления спускаемым ЛА содержит в хвостовой части ЛА две пары, попарно симметрично расположенных в горизонтальной и вертикальной плоскостях, аналогичных аэродинамических поворачиваемых элементов, приводы вращения аэродинамических элементов (АЭ).

Изобретение относится к области наведения управляемых ракет. Способ наведения по оптическому лучу ракеты, стартующей с подвижного носителя, включает формирование на носителе лазерного луча с информационным полем управления, наведение на цель оптического прицела, ось которого съюстирована с осью информационного поля, ориентирование оси пускового устройства в направлении оси луча, пуск ракеты со сложенными аэродинамическими рулями и ввод ракеты в информационное поле, открытие на ракете приемника излучения и формирование команд управления, зависящих от положения ракеты относительно оси информационного поля, раскрытие аэродинамических рулей и их отклонение.

Изобретение относится к области ракетной техники и, в частности к конструкциям складываемых аэродинамических поверхностей, находящихся под воздействием сильных аэродинамических возмущений.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к складным аэродинамическим поверхностям и механизмам их раскрытия. .

Изобретение относится ракетной технике, а именно к устройствам стабилизации движения ракеты. Устройство стабилизации движения ракеты при подводном старте содержит шарнирно закрепленные с корпусом стартово-разгонной ступени решетчатые стабилизаторы, кронштейн, двухпозиционный привод раскрытия, складывания и фиксации (ДППРСФ), электрические разъемы для соединения с системой управления ракетой. ДППРСФ содержит в едином корпусе силовой и два демпфирующих цилиндра, силовые шток и поршень, два демпфирующих штока и поршня. В газовых полостях силового цилиндра встроены механизмы фиксации, расфиксации силового штока с шариками и механизмы выравнивания давления с канавками. Решетчатые стабилизаторы фиксируют в сложенном положении на корпусе стартово-разгонной ступени ракеты, после выхода из транспортно-пускового контейнера по сигналам системы управления стабилизаторы расфиксируют, раскрывают и фиксируют в раскрытом положении, после выхода из воды решетчатые стабилизаторы складывают и фиксируют в сложенном положении одновременно с раскрытием и фиксацией маршевых рулей конструктивными средствами, после достижения заданной скорости отделяют стартово-разгонную ступень со сложенными решетчатыми стабилизаторами от ракеты. Изобретение позволяет повысить устойчивость движения ракеты при старте с движущегося носителя. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области управляемых ракет, а именно к складным аэродинамическим рулям беспилотных летательных аппаратов. Складной аэродинамический руль беспилотного летательного аппарата состоит из корневой части, складывающейся части, подпружиненных стопоров и оси складывания с пружиной. Складывающаяся часть руля содержит консоль с выполненным отверстием. На концах консоли внутренняя поверхность выполнена в виде конусов, а торцы консоли имеют направляющие фаски. Достигается оптимизация габаритных характеристик аэродинамических рулей в сложенном положении при обеспечении усилия раскладывания в условиях мощного набегающего потока и повышение надежности. 3 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области управляемых ракет, а именно к складным аэродинамическим рулям беспилотных летательных аппаратов. Складной аэродинамический руль состоит из корневой части, складывающейся части, механизмов фиксации и раскрытия руля. В полости деталей корневой части руля размещены элементы механизма фиксации в виде подпружиненных стопоров, которые одновременно удерживают на поверхности руля механизм раскрытия при запирании их подпружиненным упором в отверстиях корневой части при сложенном положении аэродинамического руля. В консоли выполнено отверстие для фиксации аэродинамического руля в разложенном положении при помощи стопоров корневой части руля. Механизм раскрытия руля представляет собой ось с расположенной на ней пружиной, запираемой с двух сторон кронштейнами, при помощи которых происходит закрепление его на поверхности руля. Достигается оптимизация габаритных характеристик аэродинамических рулей, обеспечивается повышенная жесткость и возможность повторного складывания при наземных испытаниях систем ракеты. 7 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к способу приведения в полетную конфигурацию летательного аппарата (ЛА), транспортируемого к точке сброса авиационным носителем. Способ раскладывания консолей крыла (1, 2) ЛА, сбрасываемого с авиационного носителя, заключается в определении положения элементов аэродинамического управления (3, 4) (ЭАУ), расположенных на консолях крыла, обеспечивающего создание аэродинамической силы, перемещающей консоли (1, 2) в полетное положение, установке ЭАУ (3, 4) в вышеопределенное положение при складывании консолей в транспортное положение, синхронного перемещения консолей крыла (1, 2) в полетное положение под воздействием набегающего потока воздуха и фиксации консолей крыла (1, 2) в полетном положении. Воздействие набегающего потока на ЭАУ осуществляется при сбрасывании ЛА в точке сброса при заданных полетных параметрах авиационного носителя или при перемещении перед сбросом ЛА в позицию, при которой он находится в набегающем потоке воздуха, сохраняя связи с носителем. Достигается повышение надежности раскладывания консолей крыла в полетное положение, упрощение конструкции и уменьшение массы ЛА. 4 з.п. ф-лы, 16 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов (ЛА). Устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей ЛА состоит из узла, обеспечивающего прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к корпусу летательного аппарата и замкового устройства. В устройстве фиксации установлены подпружиненные толкатели. Узел выполнен в виде упругого бандажа с законцовками, состоящего из нескольких по числу аэродинамических поверхностей частей, каждая из которых снабжена натяжным устройством. Законцовки каждой пары соседних частей и толкатели размещены в пазах, выполненных в узлах подвески аэродинамических поверхностей, зафиксированы пиростопорами замкового устройства. Толкатели установлены с упором в законцовки бандажа. Изобретение направлено на улучшение аэродинамических характеристик ЛА за счет отбрасывания узла, обеспечивающего прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к корпусу ЛА после его расфиксации. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к вооружению и может быть использовано в артиллерийских снарядах со складными хвостовыми стабилизаторами. Заряжают артиллерийский снаряд, отсоединяют хвостовое оперение от основной части и устанавливают в стволе в направлении, обратном выстреливанию, и жестко скрепляют со стволом, доводят массу основной части до массы снаряда, размещают метательный заряд между основной частью и складным хвостовым оперением, выстреливают снаряд из ствола под действием давления пороховых газов. Изобретение позволяет обеспечить объективную оценку результатов воздействия термогазодинамических и механических нагрузок на элементы конструкции хвостового оперения. 3 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным частям реактивных снарядов и ракет. Ракетная часть реактивного снаряда содержит двигатель с соплом, раскрывающиеся лопасти и гильзу с узлом форсирования. Узел форсирования гильзы выполнен в виде разрывного кольца с перемычками с тарированным усилием разрыва и скреплен с соплом двигателя. Перемычки выполнены в разрывном кольце, на котором, с одной стороны - на внешней, с другой - на внутренней поверхностях, выполнены резьбы для соединения с гильзой и соплом соответственно, при этом на наружной и внутренней поверхностях разрывного кольца выполнены конические участки, соответственно взаимодействующие с коническими участками, выполненными конгруэнтно на гильзе и на сопле. В разрывном кольце между перемычками выполнены Н-образные окна. Гильза снабжена демпфером, выполненным в виде кольцевого гофра. Техническим результатом изобретения является уменьшение массы, а также повышение надежности и безопасности при пуске и эксплуатации снаряда. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области артиллерийской техники, в частности к артиллерийским снарядам и минометным выстрелам. Минометный выстрел содержит мину с шарнирно закрепленными на ее корпусе с возможностью разворота аэродинамическими поверхностями. На концах аэродинамических поверхностях образованы фигурные вырезы, в которых установлено стопорное кольцо с продольными выемками по числу аэродинамических поверхностей. Корпус мины выполнен с хвостовиком для закрепления аэродинамических поверхностей. Фигурные вырезы аэродинамических поверхностей выполнены в виде пересекающихся продольных и поперечных вырезов. Стопорное кольцо имеет отбортовку на противоположном выемкам конце для взаимодействия с поперечными вырезами. Внутри шарниров установлены элементы раскрытия и фиксации раскрытого оперения. Достигается повышение точности и дальности стрельбы. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в рулях направления управляемых ракет. Аэродинамический руль ракеты содержит аэродинамическую поверхность с возможностью складывания, привод управления рулем (ПУР) с возможностью вращения и механизмом стопорения, штоком поршня и фиксатором с возможностью продольного перемещения. Механизм стопорения содержит шарнирно установленную в ПУР качалку, соединенную со штоком поршня и фиксатором. Изобретение позволяет повысить эффективность фиксации стопорения от поворота. 5 ил.

Изобретение относится к области авиастроения и касается складываемых аэродинамических поверхностей из композиционных материалов (КМ). Консоль складной аэродинамической поверхности из полимерного КМ, выполненная из углепластика или стеклопластика и по интегральной схеме, состоит из металлического кронштейна и композиционной коробчатой многостеночной конструкции. Коробчатая конструкция выполнена в виде моноблока, состоящего из замкнутой обшивки и стенок, который изготовлен методом вакуумного безавтоклавного формования за один технологический переход. Кронштейн со стороны крепления консоли выполнен в виде гребенки с пазами, образованными стенками, соединяющими вытянутые вдоль пазов поверхности сопряжения кронштейна с моноблоком. Расположение пазов соответствует расположению стенок моноблока, которые выполнены с возможностью свободного входа в соответствующие пазы для крепления кронштейна с моноблоком. Достигается повышение надежности, точности конструкции, улучшение аэродинамических характеристик. 2 ил.
Наверх