Управляемая ракета

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в ракетном вооружении. Управляемая ракета содержит головной отсек, присоединенный к другому отсеку винтами и элементом крепления в виде кольца прямоугольного сечения с дугообразными зацепами с внутренней цилиндрической поверхности и выступами на торцевой поверхности. Торец присоединяемого отсека содержит дугообразные выступы с внешним диаметром, размерами и количеством, равными диаметру, высоте и количеству зацепов элемента крепления. Расположение зацепов элемента крепления в угловом направлении совпадает с расположением выступов с резьбовыми отверстиями под винты крепления головного отсека. Изобретение позволяет снизить длину и массу ракеты, повысить надежность отсека и боевую эффективность ракеты. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к области вооружения, конкретно к ракетной технике.

Известен управляемый снаряд (патент RU 2070712 С1), принятый за прототип, в котором лидирующий кумулятивный заряд, контакт взрывателя и блок рулевого привода соединяются со следующим отсеком посредством винтов, расположенных вдоль продольной оси.

Недостатком данного вида соединения является то, что резьбовые отверстия под винты выполнены в передней крышке следующего отсека. Выполнение резьбовых отверстий для осевых винтов в присоединяемом отсеке приводит к снижению прочности отсека, а также к существенному увеличению толщины его передней стенки, следовательно, увеличению его длины и массы, что ведет к ухудшению его характеристик и характеристик изделия в целом.

Особенно этот недостаток проявляется в случаях, когда присоединяемым отсеком является:

1. Корпус реактивного двигателя, работающий под высоким давлением и требующий высоких прочностных характеристик материала корпуса двигателя, обладающего высокой плотностью. Увеличение толщены стенки корпуса двигателя приводит к существенному увеличению его массы, а следовательно, к снижению коэффициента качества двигателя, что приводит к увеличению массовых характеристик ракеты и снижению дальности ее полета.

2. Корпус боевой части, изготавливаемый в виде тонкостенной оболочки, для максимального заполнения объема взрывчатым веществом. В данном случае увеличение толщины передней стенки приводит к увеличению массы и снижению боевого могущества ракеты.

Кроме этого выполнение отверстий в корпусе отсека приводит к снижению его прочности.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности за счет исключения резьбовых отверстий в корпусе присоединяемого отсека и повышение эффективности за счет снижения массы конструкции и улучшения боевых характеристик ракеты.

Решение поставленной задачи достигается тем, что в управляемой ракете, содержащей головной отсек, соединенный со следующим отсеком посредством винтов, расположенных вдоль продольной оси ракеты, элемент крепления головного отсека к следующему отсеку выполнен в виде кольца прямоугольного сечения с дугообразными зацепами на внутренней цилиндрической поверхности, на торцевой поверхности которого выполнены выступы с резьбовыми отверстиями под винты крепления головного отсека, а торец присоединяемого отсека снабжен дугообразными выступами, внешний диаметр которых соответствует внутреннему элементу крепления, а размер выступов присоединяемого отсека в радиальном направлении равен высоте зацепов элемента крепления.

Выполнение на элементе крепления одинакового количества зацепов и выступов с резьбовыми отверстиями, а также совпадение их расположения в угловом направлении позволяет минимизировать нагрузки на соединение и исключить окружное перемещение стыкуемых отсеков ракеты после затяжки винтов.

Выполнение на торце присоединяемого отсека дугообразных выступов, внешний диаметр которых соответствует внутреннему диаметру элемента крепления, обеспечивает центровку стыкуемых отсеков.

Исключение резьбовых отверстий в корпусе присоединяемого отсека ракеты позволяет повысить его прочность, а следовательно, его надежность и надежность изделия в целом, кроме того, это позволяет сделать стенку отсека минимальной толщины, тем самым уменьшив массу ракеты. Введение в конструкцию элемента крепления, изготавливаемого из легкого алюминиевого сплава, не приводит к увеличению массы конструкции за счет малой плотности материала и существенного уменьшения толщины стенки присоединяемого отсека. Освободившийся объем отсека можно также заполнить зарядом двигателя или боевой части, тем самым увеличить дальность полета ракеты и ее боевое могущество без изменения габаритно-массовых характеристик изделия.

Положительный эффект изобретения достигается за счет исключения изготовления резьбовых отверстий в корпусе присоединяемого отсека, что позволяет повысить его надежность, уменьшить длину и массу ракеты или увеличить ее дальность полета и боевое могущество за счет заполнения освободившегося объема зарядом двигателя или боевой части, при сохранении исходных габаритно-массовых характеристик. Это позволит существенно повысить эффективность применения ракет при решении различных боевых задач.

Предлагаемое техническое решение поясняется графическим материалом (Фиг.1-4).

На Фиг.1 изображено соединение головного отсека управляемой ракеты, в состав которого входит блок рулевого привода 1 и обтекатель 3, со следующим отсеком 2 через элемент крепления 4 с помощью осевых винтов 5.

На фиг.2 изображен элемент крепления 4 прямоугольного сечения S, снабженный четырьмя дугообразными зацепами 8 и четырьмя выступами с резьбовыми отверстиями 7.

На фиг.3 изображен отсек 2 с четырьмя дугообразными выступами 9.

На фиг.4 изображено соединение отсека 2 с элементом крепления 4, внешний диаметр выступов 9 равен внутреннему диаметру элемента крепления 4, а размер выступов 9 равен высоте зацепов 8 элемента крепления 4.

Работа устройства. При сборке элемент крепления 4 вставляется своими дугообразными зацепами 8 в пазы между кольцевыми выступами 9 отсека 2 и поворачивается до совпадения зацепов 8 элемента крепления 4 с выступами 9 отсека 2. После этого винтами 5 пристыковывается отсек рулевого привода 1. При затяжке винтов одновременно происходит крепление отсека рулевого привода 1 и фиксация соединения элемента крепления 4 с отсеком 2.

Обтекатель 3 крепится к блоку рулевого привода 1 винтами 6.

Таким образом, предложенное техническое решение позволяет повысить надежность отсека за счет исключения выполнения в нем резьбовых отверстий, уменьшить длину и массу ракеты или улучшить эффективность боевого применения комплекса за счет повышения дальности полета и боевого могущества ракеты.

1. Управляемая ракета, содержащая головной отсек, соединенный со следующим отсеком посредством винтов, расположенных вдоль продольной оси ракеты, отличающаяся тем, что в ней элемент крепления головного отсека к следующему отсеку выполнен в виде кольца прямоугольного сечения с дугообразными зацепами на внутренней цилиндрической поверхности, на торцевой поверхности которого выполнены выступы с резьбовыми отверстиями под винты крепления головного отсека, а торец присоединяемого отсека снабжен дугообразными выступами, внешний диаметр которых соответствует внутреннему диаметру элемента крепления, а размер выступов присоединяемого отсека в радиальном направлении равен высоте зацепов элемента крепления.

2. Управляемая ракета по п.1, отличающаяся тем, что количество зацепов элемента крепления равно количеству выступов с резьбовыми отверстиями под винты крепления головного отсека.

3. Управляемая ракета по п.1 или 2, отличающаяся тем, что расположение зацепов элемента крепления в угловом направлении совпадает с расположением выступов с резьбовыми отверстиями под винты крепления головного отсека.



 

Похожие патенты:

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.

Изобретение относится к области ракетной техники и предназначено для применения в ракетах, запускаемых из транспортно-пускового контейнера. Конструкция узла механизма удержания представляет собой кронштейн, на котором смонтированы упор, флажок, тандер и зацеп, размещенный на оси вращения в передней части кронштейна механизма удержания.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к управляемым ракетам. Управляемая ракета содержит корпус с симметрично размещенными на нем основными органами управления - аэродинамическими поверхностями и рулями, а также гаргрот.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к управляемым пулям. Управляемая пуля содержит балансировочный груз, стабилизирующие элементы, аэродинамические органы управления, блок привода органов управления и систему управления по лучу, включающую фотоприемник и бортовую аппаратуру.

Группа изобретений относится к области ракетной техники и может быть использована в атмосферных ракетах, в частности в управляемых бикалиберных ракетах. Бикалиберная ракета содержит ракетный двигатель твердого топлива.

Изобретение относится к ракетному вооружению, в частности к области малогабаритных управляемых снарядов. Управляемый снаряд выполнен по аэродинамической схеме «утка».

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.

Изобретение относится к способам поражения подводных целей. Способ поражения подводных целей заключается в доставке отделяемой боевой части подводного действия к району расположения цели, отделении боевой части на конечном участке траектории полета и ее задействовании после приводнения.

Изобретение относится к ракетной технике и касается крылатой ракеты (КР) со стартово-разгонной ступенью (СРС) и маршевой силовой установкой (МСУ) со сверхзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (СПВРД).

Изобретение относится к вооружению, в частности к способам поражения подводных целей. Способ поражения подводных целей заключается в доставке к району расположения цели отделяемой боевой части подводного действия и одного радиогидроакустического буя, посредством ракеты с использованием разгонного устройства, отделении боевой части на конечном участке траектории полета и ее задействовании после приводнения.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к блокам системы управления для реактивных снарядов. Блок системы управления реактивного снаряда содержит корпус с оживальной частью, раскладывающиеся в полете аэродинамические рули с приводами и блоком управления, смонтированные на оживальной части. Каждый руль оснащен контрфорсом. Контрфорс размещен перед передней кромкой руля соосно с осью раскладывания. Профиль передней части контрфорса конгруэнтен профилю оживальной части корпуса. Диаметр максимальной описанной окружности контрфорсов всех рулей не превышает калибра блока. Оси раскладывания рулей смещены к оси блока относительно его калибра на величину не менее 0,5 максимальной толщины руля у корневой хорды его раскладывающейся части. Достигается повышение точности стрельбы снарядом. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

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.

Изобретение относится к ракетному вооружению, в частности к области малогабаритных управляемых снарядов. Управляемый снаряд выполнен по аэродинамической схеме «утка». Снаряд с одноканальной системой управления и вращающийся по крену. Снаряд содержит маршевый двигатель, руль в одной плоскости и стабилизатор с расположением неподвижных несущих поверхностей по Х-образной схеме относительно плоскости консолей руля. На головной части корпуса управляемого снаряда в плоскости, перпендикулярной плоскости консолей руля, установлены пилоны. Неподвижные консоли пилонов в поперечной плоскости расположены под углом 45…60 градусов относительно консолей стабилизатора. Консоли пилона по геометрической форме в плане выполнены подобно консолям руля с соотношением площадей пилона и руля как 0,5…1,0. Отношение площадей консоли пилона и консоли стабилизатора выполнено как 0,05…0,1. Достигается повышение эффективности управления, улучшение баллистических и динамических характеристик снаряда. 2 ил.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в крылатых ракетах. Вращающаяся двухступенчатая крылатая ракета (КР) с пятью степенями свободы пространственного движения содержит корпус, стабилизированный по шестой степени свободы вращением, в виде фигуры вращения с крыльями, рулями и активной аэродинамической насадкой, одноканальную систему управления, рулевой привод, отделяемый стартовый ускоритель с аксиальным турбореактивным двигателем с газодинамической насадкой, маршевую ступень с n-канальной системой формирования подъемной силы в режиме вращения и малогабаритным одноразовым турбореактивным двигателем со складывающимся воздухозаборником, головку самонаведения. Изобретение позволяет упростить управление и стабилизацию КР, снизить вес и габариты КР. 2 ил.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в управляемых ракетах. Управляемая ракета содержит корпус, аэродинамические крылья и рули, гаргрот, размещенный вдоль корпуса в развале рулей и крыльев. Размах крыльев, в развале которых размещен гаргрот, меньше размаха остальных крыльев. Изобретение позволяет повысить точность наведения на цель. 1 ил.

Изобретение относится к реактивной технике и может быть использовано при старте летательных аппаратов (ЛА). Размещают ЛА в пусковой установке (ПУ), или транспортно-пусковом стакане ПУ, или частично в ТПС ПУ с внешним расположением реактивных сопел, или транспортно-пусковом контейнере (ТПК), или ТПК шахтной ПУ, закрепляют стартовую двигательную установку (СДУ) в носовой части ЛА, частично выдвигают ЛА, запускают СДУ, формируют тягу двумя реактивными соплами, расположенными на боковой поверхности СДУ под углом к продольной оси ЛА, защищают в процессе разгона переднюю часть ЛА обтекателем, закреплённым на СДУ, отделяют СДУ с помощью силы тяги. Изобретение позволяет уменьшить массу конструкции ЛА, стартовую нагрузку ПУ и упростить конструкцию ПУ. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Ракета // 2548957
Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в ракетах класса «воздух-воздух». Ракета содержит корпус в виде соединенных разделяемых стыковочным узлом с разрывным пиротехническим креплением последовательно расположенных герметичного головного отсека с головкой самонаведения, инерциальной системой управления, боевым снаряжением, системой активной теплозащиты и автономной жидкостной или на пастообразном топливе двигательной установкой, содержащей топливо с окислителем и набором ЖРД с продольным соплом, четырьмя ЖРД с поперечными соплами и четырьмя ЖРД для создания моментов вращения головного отсека, и двигательного отсека с аэродинамическими рулями, рулевыми приводами, двухимпульсной твердотопливной двигательной установкой, блоком определения момента запуска второго импульса, блока поправок. Изобретение позволяет эффективно поражать высотные цели. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Группа изобретений относится к военной технике. При способе испытания летательных аппаратов (ЛА) перед пуском ЛА рассчитывают и вводят в наземную аппаратуру телеметрической системы регистрации координаты положения антенны наземного приемного пункта (НПП). В процессе полета ЛА определяют его текущие координаты. Включают их в информационные пакеты телеметрической информации, которую считывают с функциональных блоков ЛА и преобразуют в двоичный код. Сформированные информационные пакеты излучают в направлении наземного приемного пункта (НПП). Осуществляют прием и обработку переданной информации в НПП в режиме реального времени. По полученным координатам ЛА рассчитывают направление на ЛА, с которым совмещают ось диаграммы направленности антенны НПП. Система испытаний ЛА с телеметрической системой регистрации основных параметров содержит установленные на ЛА функциональные блоки, аппаратуру управления, бортовой телеметрический передающий модуль (БТПМ), аппаратуру спутниковой навигации. Наземная аппаратура телеметрической системы регистрации содержит НПП с антенной, пульт управления, вычислитель, привод наведения, соединенные определенным образом. Обеспечивается устойчивый прием телеметрической информации с борта ЛА. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а конкретно к ракетам в транспортно-пусковых контейнерах (ТПК), размещаемых на кораблях, подводных лодках и наземных стационарных и подвижных пусковых установках. Ракета (1) расположена в ТПК (2), имеющем цилиндрическую (3) и коническую (4) части направляющей поверхности. Опорные элементы передней части маршевой ступени ракеты выполнены в виде единой конической поверхности с углом конуса, обеспечивающим максимальной длину контакта конической опорной поверхности ракеты с конической направляющей поверхностью передней части ТПК. Достигается снижение нагрузок на ракету и ТПК при старте, уменьшение аэродинамического сопротивления маршевой ступени ракеты в полете и увеличение миделя ракеты в пределах ограничения внутреннего диаметра ТПК. 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в многоступенчатых ракетах. Многоступенчатая ракета содержит верхние ступени с системой управления (СУ) и полезным грузом, нижние ступени в виде пары поршень-цилиндр, кольцевой шпангоут с кольцевым пиротехническим элементом, бортовую кабельную сеть в виде свободно деформируемого кабельного жгута. Цилиндр, выполненный в виде силовой оболочки, выполненной в виде вафельной конструкции, заполнен монотопливом и содержит пиротехнические элементы и поршень, выполненный в виде негерметичной оболочки, сопряженной с герметичным днищем с четырехкамерным ЖРД в виде двух пар камер, из армированного углепластика или углерод-углеродного композиционного материала, со степенями расширения, и содержит два пояса-уплотнения в виде эластичного кольца с магнитным кольцом в виде набора постоянных магнитов. Четырехкамерный ЖРД содержит рулевые приводы, сдвижные телескопические сопловые насадки, клапаны отключения подачи монотоплива. Осуществляют расход активной массы в виде монотоплива и пассивной массы ракеты в виде оболочки цилиндра, после включения ЖРД по команде от СУ задействуют кольцевой пиротехнический элемент на шпангоуте для обеспечения возможности перемещения поршня относительно цилиндра, подают команды на пиротехнические элементы, отделяют освободившиеся кольцевые элементы цилиндра, отделяют от ракеты пару камер ЖРД в момент времени, зависящий от дальности полёта ракеты, тяги ЖРД, массоцентровочной характеристики ракеты, текущего времени полёта ракеты, времени отделения пары камер сгорания в зависимости от степени расширения, подают команду и включают систему наддува цилиндра для полной выработки монотоплива. Изобретение позволяет повысить тактико-технические характеристики ракеты. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в ракетном вооружении. Управляемая ракета содержит головной отсек, присоединенный к другому отсеку винтами и элементом крепления в виде кольца прямоугольного сечения с дугообразными зацепами с внутренней цилиндрической поверхности и выступами на торцевой поверхности. Торец присоединяемого отсека содержит дугообразные выступы с внешним диаметром, размерами и количеством, равными диаметру, высоте и количеству зацепов элемента крепления. Расположение зацепов элемента крепления в угловом направлении совпадает с расположением выступов с резьбовыми отверстиями под винты крепления головного отсека. Изобретение позволяет снизить длину и массу ракеты, повысить надежность отсека и боевую эффективность ракеты. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Наверх