Ракетная часть реактивного снаряда



Ракетная часть реактивного снаряда
Ракетная часть реактивного снаряда

 


Владельцы патента RU 2551831:

Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" (RU)

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 ракетной техники, а именно к ракетным частям (РЧ) реактивных снарядов (PC) систем залпового огня, и может найти применение при разработке новых образцов снарядов для систем залпового огня наземного и морского базирования, а также авиационных ракет.

При авиационном или морском базировании наличие отбрасываемых элементов снаряда приобретает первостепенное значение, т.к. ими могут быть повреждены планер самолета, вертолета или надстройки корабля. Поэтому существует проблема создания РЧ достаточно простой и надежной конструкции, универсальной для применения в различных типах носителей. Оптимальным вариантом является конструкция РЧ, не имеющая отбрасываемых элементов снаряда при запуске двигателя.

Известна ракетная часть реактивного снаряда, см., например, учебное пособие «Орлов А.Р. Основы устройства и функционирования снарядов реактивных систем залпового огня, Тула, 2002, с.143-145», состоящая из двигателя с соплом, раскрывающихся лопастей и контактной крышки. Лопасти в закрытом положении удерживаются кольцом, а снаряд удерживается в пусковом устройстве пружинным механизмом стопорения, который при старте освобождает ведущий штифт на сопловом блоке, причем контактная крышка и кольцо отбрасываются. Подобная конструкция широко используется в реактивных системах наземного базирования, где наличие отбрасываемых элементов снаряда не имеет особого значения.

Наиболее близкой по технической сути и достигаемому техническому результату является ракетная часть реактивного снаряда по патенту РФ №2258890, F42B 10/14, опубл. 20.08.2005 г., принятая авторами за прототип, содержащая двигатель с соплом, раскрывающиеся лопасти и гильзу с узлом форсирования.

После запуска двигателя при достижении требуемых параметров тяги, соответствующих усилию форсирования, происходит раскрытие завальцовки гильзы и начинается движение снаряда, при этом ракетная часть снаряда отделяется от гильзы, которая остается в направляющей блока орудий.

Такая конструкция позволяет исключить наличие отбрасываемых элементов снаряда и обеспечить возможность применения PC с самолетов и вертолетов. Конструкция гильзы, закрепленной на наружной поверхности сопла завальцовкой, является достаточно простой и применяется в неуправляемых авиационных ракетах.

К причинам, препятствующим достижению указанного ниже технического результата при использовании известной РЧ PC, принятой авторами за прототип, относится то, что данная конструкция недостаточно надежна, так как не обеспечивает требуемый диапазон усилия форсирования, поскольку параметры раскрытия завальцовки имеют большой разброс. Уменьшение усилия форсирования приводит к расстыковке и выпадению снаряда из направляющей блока орудий при транспортных перегрузках, например при взлете и посадке самолета. Увеличение усилия форсирования приводит при пуске к застреванию снаряда в направляющей блока орудий из-за не раскрытия завальцовки. Оба случая снижают надежность и безопасность реактивного снаряда и могут привести к аварийной ситуации.

Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) являлось обеспечение отделения снаряда от гильзы при запуске двигателя.

Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией ракетной части реактивного снаряда является наличие в ней двигателя с соплом, раскрывающихся лопастей и гильзы с узлом форсирования.

В отличие от прототипа в предлагаемой авторами конструкции ракетной части реактивного снаряда узел форсирования гильзы выполнен в виде разрывного кольца с перемычками с тарированным усилием разрыва и скреплен с соплом двигателя.

В частных случаях, т.е. в конкретных формах выполнения, изобретение характеризуется следующими признаками:

- 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;

- демпфер выполнен в виде кольцевого гофра.

Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.

Указанные признаки, отличительные от прототипа и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой защиты, во всех случаях достаточны.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности и безопасности ракетной части реактивного снаряда при его пуске и эксплуатации, а также уменьшение массы снаряда путем уменьшения массы гильзы.

Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известной конструкции РЧ PC, содержащей двигатель с соплом, раскрывающиеся лопасти и гильзу с узлом форсирования, особенность заключается в том, что узел форсирования гильзы выполнен в виде разрывного кольца с перемычками с тарированным усилием разрыва и скреплен с соплом двигателя.

Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними позволяет, в частности, за счет того, что:

- узел форсирования гильзы выполнен в виде разрывного кольца с перемычками с тарированным усилием разрыва и скреплен с соплом двигателя, уменьшить разброс усилия форсирования, что ведет к увеличению надежности и безопасности применения ракетной части реактивного снаряда при его пуске и эксплуатации.

Признаки, характеризующие изобретение в конкретных формах исполнения, позволяют, в частности, за счет того, что:

- 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, устранить радиальные зазоры и уменьшить радиальную вибрационную нагрузку на перемычки, что ведет к увеличению надежности и безопасности применения РЧ PC при его пуске и эксплуатации;

- в разрывном кольце между перемычками выполнены Н-образные окна, уменьшить массу гильзы и, соответственно, уменьшить массу снаряда;

- гильза снабжена демпфером, уменьшить осевые динамические нагрузки при транспортировке снаряда в блоке орудий и повысить надежность и безопасность эксплуатации РЧ PC при его пуске и эксплуатации;

- демпфер выполнен в виде кольцевого гофра, обеспечить равномерное распределение нагрузки на перемычки.

Сущность изобретения заключается в том, что в известной конструкции ракетной части реактивного снаряда, содержащей двигатель с соплом, раскрывающиеся лопасти и гильзу с узлом форсирования, в отличие от прототипа, согласно изобретению, узел форсирования гильзы выполнен в виде разрывного кольца с перемычками с тарированным усилием разрыва и скреплен с соплом двигателя.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 изображен общий вид ракетной части реактивного снаряда, на фиг.2 - узел соединения разрывного кольца с соплом и гильзой.

Предлагаемая ракетная часть реактивного снаряда содержит двигатель 1, сопло 2, раскрывающиеся лопасти 3, гильзу 4 с узлом форсирования 5, разрывное кольцо 6 с перемычками 7. На цилиндрическом участке гильзы 4 выполнен демпфер 11 в виде кольцевого гофра. В закрытом положении раскрывающиеся лопасти 3 перекрыты гильзой 4. На наружной поверхности сопла 2 посредством резьбового соединения установлено разрывное кольцо 6 до упора в конический участок 8. На наружной резьбе разрывного кольца 6 установлена гильза 4 до упора в конический участок 9. Между перемычками 7 в разрывном кольце 6 выполнены Н-образные окна 10. Ракетная часть реактивного снаряда установлена и закреплена в направляющей 12 блока орудий.

Ракетная часть реактивного снаряда функционирует следующим образом.

После запуска двигателя 1 при достижении требуемых параметров тяги, соответствующих усилию форсирования, происходит разрыв перемычек 7 разрывного кольца 6, и снаряд начинает движение в направляющей 12 блока орудий. Гильза 4 с частью разрывного кольца 6 остается в направляющей 12, часть разрывного кольца 6 остается на резьбе сопла 2 двигателя 1, а раскрывающиеся лопасти 3 удерживаются от раскрытия стенками направляющей 12. При выходе из направляющей 12 лопасти 3 раскрываются.

Применение ракетной части реактивного снаряда в соответствии с изобретением обеспечивает повышение надежности и безопасности снаряда при его пуске и эксплуатации, а также уменьшение массы снаряда путем уменьшения массы гильзы.

В настоящее время в соответствии с изобретением разработана конструкторская документация на устройство ракетной части реактивного снаряда. В соответствии с документацией изготовлен образец устройства, проведены успешные испытания, подтвердившие работоспособность созданного технического решения.

1. Ракетная часть реактивного снаряда, содержащая двигатель с соплом, раскрывающиеся лопасти и гильзу с узлом форсирования, отличающаяся тем, что узел форсирования гильзы выполнен в виде разрывного кольца с перемычками с тарированным усилием разрыва и скреплен с соплом двигателя.

2. Ракетная часть по п.1, отличающаяся тем, что 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.

3. Ракетная часть по п.1, отличающаяся тем, что в разрывном кольце между перемычками выполнены Н-образные окна.

4. Ракетная часть по п.1, отличающаяся тем, что гильза снабжена демпфером.

5. Ракетная часть по п.4, отличающаяся тем, что демпфер выполнен в виде кольцевого гофра.



 

Похожие патенты:

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 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.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к способу приведения в полетную конфигурацию летательного аппарата (ЛА), транспортируемого к точке сброса авиационным носителем.

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.

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.

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.

Предлагаемое изобретение относится к оборонной технике, а более конкретно к комплексам вооружения. Комплекс вооружения содержит пулю со стабилизатором, размещенную в пусковой трубе.

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 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.

Изобретение относится к ракетной технике. Раскрываемый руль содержит складываемую часть руля (1) и корневую часть (2), закрепленную в приводе (3) управления рулем и установленную в корпусе с возможностью поворота, и привод (5) раскрытия руля со штоком (6) для его продольного перемещения. Шток (6) соединен со складываемой частью руля (1) посредством шарнирно-соединенной в корневой части (2), качалки (7) и серьги (8). На раскрываемой части руля выполнен зуб (9), обеспечивающий в раскрытом положении фиксацию складываемой части (1) в корневой части (2) подпружиненными защелками (10). Качалка (7) содержит зуб (11) стопорения руля от поворота в сложенном положении, взаимодействующий с кронштейном (12) на неподвижной части, с одноразовым снятием стопорения при повороте качалки (7) в момент раскрытия руля. Использование устройства раскрытия руля может найти широкое применение в ракетной технике, где минимальные габариты и масса имеют приоритетное значение. Изобретение направлено на повышение надежности стопорения руля от поворота в сложенном положении. 3 ил.
Наверх