Управляемая пуля в пусковом контейнере



Управляемая пуля в пусковом контейнере
Управляемая пуля в пусковом контейнере
Управляемая пуля в пусковом контейнере
Управляемая пуля в пусковом контейнере
Управляемая пуля в пусковом контейнере

 


Владельцы патента RU 2568823:

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

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к управляемым пулям. Управляемая пуля в пусковом контейнере содержит маршевую ступень, соединенную электрическим жгутом с пусковым контейнером, отделяемый стартовый двигатель и переходный обтекатель. Между переходным обтекателем и пусковым контейнером размещены отделяемые сухари, центрирующие управляемую пулю в контейнере. Маршевая ступень вдвинута в центральную трубку, расположенную в отделяемом стартовом двигателе. В переходном обтекателе выполнена центрирующая трубка с пазами, базирующая маршевую ступень в осевом, радиальном и угловом направлениях. Электрический жгут выведен из маршевой ступени за центрирующей трубкой через переходный обтекатель и сухарь и соединен с электрическим разъемом, размещенным на пусковом контейнере. В управляемой пуле выполнен жгут электрической стыковки ступеней, выведенный из маршевой ступени вместе с электрическим жгутом. Центрирующая трубка переходного обтекателя имеет острую кромку, расположенную перед местом вывода электрического жгута и жгута электрической стыковки ступеней по направлению движения, а в сухаре размещена полая втулка, в которой выполнена внутренняя острая кромка. Достигается повышение эффективности управляемой пули. 5 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в малогабаритных ракетных комплексах.

Известна двухступенчатая бикалиберная ракета [Патент RU 2246093 C1] с узлом электрической стыковки ступеней, электрический разъем которого закреплен под углом к продольной оси ракеты в выемке корпуса маршевой ступени под переходным обтекателем, при этом он снабжен устройством отведения в виде пластинчатой крышки люка, выполненного в переходном обтекателе, соединенной с отводимой колодкой электроразъема стартовой ступени.

Недостатком аналога является сложность конструкции и большое количество элементов, в том числе подвижных, что приводит к увеличению массы бикалиберной ракеты и снижению ее надежности.

Известна двухступенчатая ракета в пусковом контейнере [Патент RU 2302600 C1], являющаяся наиболее близким техническим решением к предлагаемому изобретению и выбранная авторами в качестве прототипа. В известном изобретении, содержащем пусковой контейнер, маршевую ступень, соединяющий их электрический жгут, отделяемый двигатель большего калибра и переходный обтекатель, электрический жгут соединен с маршевой ступенью ракеты посредством электрического разъема. Электрический разъем расположен под переходным обтекателем за одним из крыльев в плоскости его симметрии, при этом в переходном обтекателе над местом выхода электрического разъема выполнен сквозной радиальный паз под отводимую часть устройства для расстыковки колодок электрического разъема. Устройство для расстыковки колодок выполнено пружинным и соединено одним концом с пусковым контейнером, а другим, Г-образным, жестко соединено с колодкой электрического разъема. Ракета снабжена поворотным щитком, предназначенным для закрытия сквозного радиального паза переходного обтекателя после расстыковки колодок до момента разделения ступеней и далее для закрытия места выхода из маршевой ступени электрического разъема на маршевом участке полета. Расстыковка колодок разъема производится с началом движения ракеты по пусковому контейнеру за счет деформации упругого элемента пружинного устройства скосом, выполненным на переходном обтекателе.

Достоинствами прототипа являются введение кинематической связи ракеты с устройством для расстыковки колодок электрического разъема и обеспечение защиты контактов бортовой колодки от воздействия кинетического нагрева при высоких скоростях полета.

Недостатки прототипа заключаются в следующем:

- большое количество элементов, участвующих в процессе расстыковки колодок электрического разъема, в том числе подвижных и деформируемых, приводит к увеличению сложности и, следовательно, снижению надежности ракеты;

- сложная конструкция электрического разъема, устройства его расстыковки и поворотного щитка приводят к увеличению массы ракеты.

Технической задачей изобретения является увеличение надежности управляемой пули при снижении ее массы и уменьшении сложности электрического соединения управляемой пули с пусковым контейнером.

Задача изобретения решается следующим образом.

В управляемой пуле в пусковом контейнере, содержащей маршевую ступень, соединенную электрическим жгутом с пусковым контейнером, отделяемый стартовый двигатель и переходный обтекатель, новым является то, что между переходным обтекателем и пусковым контейнером размещены отделяемые сухари, центрирующие управляемую пулю в контейнере, а маршевая ступень вдвинута в центральную трубку, расположенную в отделяемом стартовом двигателе. В переходном обтекателе выполнена центрирующая трубка с пазами, базирующая маршевую ступень в осевом, радиальном и угловом направлениях. Электрический жгут выведен из маршевой ступени за центрирующей трубкой через переходный обтекатель и сухарь и соединен с электрическим разъемом, размещенным на пусковом контейнере. В управляемой пуле выполнен жгут электрической стыковки ступеней, выведенный из маршевой ступени вместе с электрическим жгутом. Центрирующая трубка переходного обтекателя имеет острую кромку, расположенную перед местом вывода электрического жгута и жгута электрической стыковки ступеней по направлению движения, а в сухаре размещена полая втулка, в которой выполнена внутренняя острая кромка.

Выполнение электрической связи управляемой пули с пусковым контейнером без электрического разъема, равно как и электрической связи стартовой и маршевой ступеней, позволяет уменьшить сложность и массу электрического соединения и в целом управляемой пули в пусковом контейнере.

Срезание электрического жгута при выходе управляемой пули из пускового контейнера и жгута электрической стыковки ступеней при отделении стартового двигателя позволяет уменьшить количество деталей, участвующих в процессах расстыковки, и тем самым повысить надежность и уменьшить массу управляемой пули.

Изобретение поясняется чертежами.

На фиг. 1 представлен общий вид управляемой пули в пусковом контейнере.

На фиг. 2 изображен вид A на фиг. 1.

На фиг. 3 изображен вид Б на фиг. 1, демонстрирующий увеличенное изображение полой втулки с острой кромкой, установленной в отделяемом сухаре, через которую проходит электрический жгут.

На фиг. 4 представлен разрез B-B на фиг. 2.

На фиг. 5 изображен вид Г на фиг. 4, демонстрирующий увеличенное изображение отверстия в маршевой ступени, из которого выведены электрический жгут и жгут электрической стыковки ступеней, а также увеличенное изображение острой кромки на центрирующей трубке.

Пусковой контейнер 1 предназначен для хранения, транспортировки и запуска управляемой пули. Маршевая ступень 2 представляет собой летательный аппарат, способный осуществлять самостоятельный полет до цели после разделения ступеней управляемой пули и размещена в ее носовой части. Электрический жгут 3 предназначен для электрического соединения пускового контейнера 1 с управляемой пулей. Отделяемый стартовый двигатель 4 служит для разгона управляемой пули после запуска из пускового контейнера 1, имеет тандемное заднее расположение относительно маршевой ступени 2 и больший калибр. Переходный обтекатель 5 предназначен для придания перепаду калибров маршевой ступени 2 и отделяемого стартового двигателя 4 обтекаемой формы и уменьшения тем самым аэродинамического сопротивления управляемой пули. Отделяемые сухари 6 концентрично размещены между переходным обтекателем 5 и пусковым контейнером 1 и предназначены для удержания управляемой пули в пусковом контейнере в радиальном направлении. Маршевая ступень 2 вдвинута в центральную трубку 7 отделяемого стартового двигателя 4 для уменьшения длины управляемой пули. В переходном обтекателе 5 выполнена центрирующая трубка 8 с пазами 9, предназначенная для удержания маршевой ступени 2 в осевом, радиальном и угловом направлениях. Электрический жгут 3 выведен из маршевой ступени 2 через отверстие 10, расположенное за задним торцом центрирующей трубки 8, проходит через отверстие 11 в переходном обтекателе и сухарь 6 и соединен с электрическим разъемом 12, размещенном на пусковом контейнере 1. Электрический разъем 12 предназначен для соединения пускового контейнера 1 с наземным пусковым устройством. Жгут электрической стыковки ступеней 13 выведен из маршевой ступени 2 через отверстие 10 и соединен с отделяемым стартовым двигателем 4. На заднем торце центрирующей трубки 8 выполнена острая кромка 14, расположенная перед отверстием 10 маршевой ступени 2 по направлению движения. В сухаре 6 размещена полая втулка 15, через которую проходит электрический жгут, имеющая острую кромку 16. Управляемая пуля может быть снабжена отделяемым выталкивающим двигателем 17 для обеспечения ее предварительного разгона в пусковом контейнере 1 до включения отделяемого стартового двигателя 4.

Изобретение работает следующим образом. Команда «пуск» подается с наземного пускового устройства на электрический разъем 12 пускового контейнера 1, откуда она передается через электрический жгут 3 на борт управляемой пули. Управляемая пуля разгоняется в пусковом контейнере 1, например, отделяемым выталкивающим двигателем 17, который отделяется от управляемой пули до момента включения стартового двигателя 4, например путем его улавливания в конце пускового контейнера 1. В процессе разгона управляемой пули в пусковом контейнере 1 она перемещается вперед, при этом острая кромка 16 полой втулки 15, размещенной в сухаре 6, срезает электрически жгут 3. После выхода управляемой пули из пускового контейнера по команде с бортовой аппаратуры, входящей в состав маршевой ступени 2, которая передается по жгуту электрической стыковки ступеней 13, отделяемый стартовый двигатель 4 включается и разгоняет управляемую пулю до заданного значения скорости. После окончания разгона управляемой пули стартовый двигатель 4 отделяется от маршевой ступени 2, например, за счет разницы сил аэродинамического сопротивления, действующих на них. В процессе разделения ступеней стартовый двигатель 4 смещается относительно маршевой ступени 2 назад по направлению движения вместе с переходным обтекателем 5 и входящей в его состав центрирующей трубкой 8, при этом острая кромка 14 центрирующей трубки 8 срезает электрический жгут 3 и жгут электрической стыковки ступеней 13 над отверстием 10. После окончания процесса разделения маршевая ступень 2 продолжает самостоятельный полет до цели.

Реализация предлагаемого изобретения позволит увеличить надежность управляемой пули при снижении ее массы и уменьшении сложности электрического соединения управляемой пули с пусковым контейнером.

Управляемая пуля в пусковом контейнере, содержащая маршевую ступень, соединенную электрическим жгутом с пусковым контейнером, отделяемый стартовый двигатель и переходный обтекатель, отличающаяся тем, что между переходным обтекателем и пусковым контейнером размещены отделяемые сухари, центрирующие управляемую пулю в контейнере, маршевая ступень вдвинута в центральную трубку, расположенную в отделяемом стартовом двигателе, а в переходном обтекателе выполнена центрирующая трубка с пазами, базирующая маршевую ступень в осевом, радиальном и угловом направлениях, при этом электрический жгут выведен из маршевой ступени за центрирующей трубкой через переходный обтекатель и сухарь и соединен с электрическим разъемом, размещенным на пусковом контейнере, в управляемой пуле выполнен жгут электрической стыковки ступеней, выведенный из маршевой ступени вместе с электрическим жгутом, центрирующая трубка переходного обтекателя имеет острую кромку, расположенную перед местом вывода электрического жгута и жгута электрической стыковки ступеней по направлению движения, а в сухаре размещена полая втулка, в которой выполнена внутренняя острая кромка.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в космических головных частях. Космическая головная часть содержит головной обтекатель, космический аппарат (КА) с силовым шпангоутом с переходной системой для стыковки с ракетой-носителем, переходник головного обтекателя с верхним шпангоутом, состыкованным с головным обтекателем разделяемым в полете соединением, нижним шпангоутом, состыкованным с верхним силовым шпангоутом КА с помощью неразъемного в полете соединения.

Изобретение относится к вооружению. Корректируемая минометная мина содержит корпус, выполненный с обтекателем в передней части и со стабилизатором в хвостовой части, заряд со взрывателем и систему наведения на цель с источником питания.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в головных частях ракет. Космическая головная часть содержит полезную нагрузку, головной обтекатель, переходный отсек с нижним стыковочным шпангоутом и верхним стыковочным шпангоутом с кольцевой перегородкой в виде жёстко соединённых между собой поперечных стенок под разъемные торцевые соединения, продольно-поперечные силовые наборы, кольцевой шпангоут.

Изобретение относится к управляемым вращающимся ракетам. Малогабаритная управляемая вращающаяся ракета содержит электронную аппаратуру управления, органы управления и инерциальный измерительный модуль.

Система испытаний летательных аппаратов с телеметрической системой регистрации основных параметров содержит установленные на летательном аппарате (ЛА) функциональные блоки, аппаратуру управления, бортовой телеметрический передающий модуль (БТПМ) с антенной и наземный приемный пункт с антенной.

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.

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.

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).

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 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 относится к области ракетной техники и может быть использовано в бикалиберных управляемых ракетах. Бикалиберная управляемая ракета содержит маршевую ступень и отделяемый стартовый двигатель. Двигатель телескопически соединен с кормовой частью маршевой ступени посредством посадочного гнезда. Двигатель снабжен кольцевым насадком с конической наружной поверхностью. Насадок установлен на кормовой части маршевой ступени перед торцом стартового двигателя. Насадок выполнен в виде подпружиненных, с помощью пружинных толкателей, сегментных вкладышей. Вкладыши установлены с возможностью удержания от раскрытия передним фланцем стартового двигателя, а также сегментным разрезным кольцом. Достигается уменьшение возмущений маршевой ступени ракеты при разделении. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области приборостроения, а именно к области автоматического регулирования, и может быть использовано в системах высокоточного управления движением центра масс подвижных объектов, в частности аэробаллистических летательных аппаратов. Техническим результатом является повышение статической и динамической точности системы управления траекторией движения летательного аппарата по заданной программной траектории. В способе управления движением аэробаллистического летательного аппарата (ЛА) по заданной пространственной траектории в ходе предполетной подготовки из всего массива опорных точек производят выбор нескольких узловых точек, параметры которых до начала движения вводят в память бортового вычислительного устройства ЛА в форме матрицы М. После начала движения участки заданной траектории между узловыми точками аппроксимируют с помощью кубического сплайна Эрмита, а управление движением ЛА осуществляют при помощи метода пропорционального сближения, пользуясь матрицей М. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Группа изобретений относится к способу определения коэффициента команды одноканальных вращающихся ракет и снарядов и устройству для его определения. Для определения коэффициента команды закручивают ракету или снаряд вокруг оси крена в плоскости слежения за имитатором цели. Формируют сигнал управления на рулевой привод руль-машинки (РМ). Формируют опорный сигнал по определенному закону, вращают фазу опорного сигнала или сигнала РМ, перемножают опорный сигнал и сигнал РМ, заполняют полученный после перемножения сигнал счетными импульсами. Формируют сигнал свертки определенным образом. Определяют модуль коэффициента команды фиксацией экстремума сигнала свертки, а фазу - фиксацией угла фазового сдвига между опорным сигналом и сигналом сверки в момент пересечения им нулевого уровня. Устройство для определения коэффициента команды содержит приводы вращения ракеты вокруг оси крена, датчик опорного сигнала и последовательности счетных импульсов, фазовращатель, блок свертки с перемножителем, усилитель-ограничитель, фазометр, блок фиксации экстремума сигнала свертки, соединенные определенным образом. Обеспечивается упрощение измерений коэффициента команды и фазовой ошибки ракеты или снаряда. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при полете ракет. Подают распыленное рабочее тело через форсунки и нагреватель в теплообменную камеру без доступа кислорода под действием поршня и сил инерции, придают основной импульс ракете от разогретого рабочего тела, выходящего из сопла, придают дополнительный импульс ракете за счет воспламенения и сгорания поступившего из сопла рабочего тела в обойме, установленной на стабилизаторах ракеты. Изобретение позволяет увеличить скорость и дальность полета ракеты. 1 ил.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к переносным тактическим боеприпасам. Переносной тактический боеприпас содержит корпус, кумулятивный боевой элемент, источник питания, координатор цели. На корпусе боеприпаса размещены система автономного наведения и устройство перемещения, обеспечивающее управляемое перемещение боеприпаса в горизонтальной и вертикальной плоскостях, включая режим зависания в воздухе. Система автономного наведения включает соединенные между собой контроллер управления перемещением, навигационную систему, приемник навигационной системы, блок ввода и хранения параметров цели. Кумулятивный боевой элемент установлен таким образом, что его продольная ось располагается вертикально при горизонтальном полете боеприпаса. Достигается повышение эффективности боеприпаса. 13 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к гиперзвуковым крылатым ракетам (ГПКР), оснащенным гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ГПВРД). ГПКР содержит маршевую ступень с конструкцией, построенной на основе двух модулей. Первый модуль является боевым и выполнен в виде планера маршевой ступени ГПКР. Второй - модуль маршевой силовой установки, объединяет в себе воздухозаборник, камеру сгорания, сопло, пневмогидравлическую систему и устройства, обеспечивающие работу ГПВРД. Второй модуль закреплен под фюзеляжем боевого модуля по пакетной (параллельной) схеме с возможностью его отделения в полете по команде БАСУ. После обнаружения и определения координат цели в точке траектории, вычисляемой бортовой аппаратурой системы управления (БАСУ), по команде БАСУ производится отделение силовой установки (СУ) ГПКР, а поражение цели осуществляется планирующим боевым модулем. Техническим результатом изобретения является расширение области применения ракет с ГПВРД. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в крылатых ракетах. Противокорабельная крылатая ракета, имеющая в поперечном сечении эллиптическую или овальную форму, содержит корпус цилиндрической формы с каналом внутри, крыло, конфузор в форме эллипсоида вращения или параболоида вращения, расширяюще-сужающуюся полость, диффузор, скругление, цилиндрическую часть, реактивный двигатель, воздушный винт, излучатель радиолокационного излучения, приемник радиолокационного излучения, пилоны. Внутренний канал используется как прямоточный воздушно-реактивный двигатель. Изобретение позволяет увеличить скорость и дальность полета крылатых ракет. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и представляет собой ракетную часть со стабилизирующим устройством реактивного снаряда. Корпус ракетной части перед стабилизирующим устройством выполнен с коническим кольцевым уступом, при этом больший диаметр корпуса расположен под наружным кольцом. Стабилизирующее устройство снабжено дополнительным внутренним кольцом, установленным на большем диаметре корпуса ракетной части и жестко соединенным посредством плоских продольных пилонов с наружным кольцом. Наружное кольцо стабилизирующего устройства смещено относительно донного среза сопел блока и выступает за его пределы, а лопасти в раскрытом положении удалены от задней кромки наружного кольца в сторону передней части корпуса ракетной части. В плоскости донного среза соплового блока закреплены фиксаторы в количестве, совпадающем с количеством лопастей. Фиксаторы входят в соответствующие пазы каждой лопасти в их закрытом положении. Техническим результатом изобретения является повышение боевой эффективности и надежности функционирования. 2 ил.

Группа изобретений относится к области ракетной техники. Способ отделения маршевой ступени ЛА включает механическое удержание в разомкнутом состоянии цепи запуска электровоспламенителя механизма разделения ступеней при пуске ЛА на стартовом участке траектории полета. На борту ЛА в процессе полета измеряют величину продольного ускорения и определяют скорость его изменения во времени, фиксируют момент смены знака производной продольного ускорения с отрицательного на положительный и замыкают электрическую цепь запуска электровоспламенителя механизма разделения ступеней. ЛА с отделяемым двигателем содержит маршевую ступень и пристыкованный к ней двигатель с механизмом разделения ступеней, снабженным электровоспламенителем. В маршевой ступени параллельно продольной оси ЛА установлен исполнительный механизм дистанционного инерционного действия, выполненный в виде токонепроводящего корпуса с неподвижной контактной группой и токопроводящего инерционного тела, запираемого силовой пружиной в сторону механизма разделения ступеней. Техническим результатом является исключение нештатного разделения двигателя и маршевой ступени при подготовке и проверках ЛА перед пуском. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для снижения площадей районов падения отделяющихся частей (ОЧ) ракет космического назначения (РКН). В способе минимизации зон отчуждения ОЧ определяют дополнительное количество теплоты, необходимое для сжигания ОЧ при движении на атмосферной части траектории спуска до заданной высоты, на которой должно закончиться их сгорание в атмосфере. Определенную массу энергетического материала помещают в конструкцию ОЧ, например в сотовые ячейки конструкции оболочки головного обтекателя. Техническим результатом изобретения является снижение площади зоны необходимого отчуждения.
Наверх