Бикалиберная управляемая ракета

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 ракетной техники и может быть использовано в многоступенчатых малогабаритных ракетах с отделяемым стартовым двигателем.

В конструкциях многих ракет (преимущественно зенитных) для сообщения им высокой скорости полета на начальном участке траектории применяют стартовый двигатель, обычно отделяющийся от ракеты после выгорания стартового топлива, имеющий тандемное заднее расположение и, в ряде случаев, больший калибр (бикалиберная схема). При этом одним из основных требований, предъявляемых к конструкции ракеты, является требование ее минимальной длины в транспортном положении при сохранении всех прочих характеристик. Выполнение этого требования обеспечивает более рациональное использование полезного объема носителя, облегчает требования к работе приводов наведения, уменьшает вес ракеты в контейнере, повышает жесткость ракеты в полете.

Известна конструкция 2-ступенчатой ракеты [патент US №3491692], в которой маршевая ступень до пуска размещается внутри стартового двигателя, при этом в передней части стартового двигателя закреплен блок крыльев маршевой ступени. При пуске маршевая ступень телескопически выдвигается на всю длину камеры сгорания, фиксируясь в выдвинутом положении относительно стартовой ступени и фиксируя на себе блок крыльев. По окончании стартового участка полета происходит отделение стартового двигателя.

Недостатками описанной конструкции являются:

- сложность конструкции, связанная с необходимостью фиксации ступеней в сложенном положении, выдвижения маршевой ступени, фиксации ее в выдвинутом положении, что, в конечном счете, снижает надежность конструкции в целом;

- большая длина ракеты на стартовом участке и ее малая жесткость, что отрицательно сказывается на управляемости ракетой.

Указанных недостатков в значительной мере лишена конструкция 2-ступенчатой ракеты [патент US №5005781], являющаяся аналогом настоящего предлагаемого изобретения, содержащая стартовый двигатель, в который телескопически входит цилиндрическая кормовая часть маршевой ступени, жестко соединенной узлом разделения со стартовым двигателем на стартовом участке полета и отделяющейся от него по окончании работы двигателя. Частичное вхождение маршевой ступени в стартовый двигатель обеспечивает сокращение длины.

Недостатком указанной конструкции являются значительные возмущения, действующие на маршевую ступень управляемой ракеты при разделении. В момент расцепления заднего торца маршевой ступени с посадочным диаметром стартового двигателя маршевая ступень, имеющая меньшие массу и запас устойчивости, чем ракета в целом до разделения, под действием большого отклонения рулей совершает резкий угловой разворот, увеличивающий угол атаки и производимый не относительно ее центра масс, а относительно крайней точки контакта заднего торца с посадочным диаметром, что увеличивает плечо приложения управляющей силы и может вызвать увеличение угла атаки маршевой ступени за пределы допустимого, следствием чего может быть выход маршевой ступени из луча управления и, соответственно, потеря ракеты.

Известна конструкция бикалиберной 2-ступенчатой ракеты [патент RU 2127418], принятая за прототип, целью которой является уменьшение возмущений маршевой ступени управляемой ракеты при разделении и, как следствие, повышение надежности.

Для достижения указанной цели известная бикалиберная ракета, содержащая отделяемый стартовый двигатель, телескопически соединенный с кормовой частью маршевой ступени посредством посадочного гнезда, снабжена кольцевым насадком, установленным на кормовой части маршевой ступени перед торцом стартового двигателя и соединенным с ним посредством разрезного кольца, установленного на кормовой части маршевой ступени в стыке торцов кольцевого насадка и стартового двигателя и снабженного наружными выступами, размещенными в ответных проточках стартового двигателя и кольцевого насадка, а также распорным устройством, взаимодействующим с торцами кольцевого насадка и стартового двигателя. Причем кольцевой насадок выполнен с конической наружной поверхностью.

Такое конструктивное решение обеспечивает уменьшение возмущений, действующих на маршевую ступень в момент разделения путем уменьшения ее начального углового поворота относительно оси стартового двигателя за счет увеличения длины захода в гнездо стартового двигателя до момента расцепления, а также за счет стабилизирующего действия отделившегося кольцевого насадка на кормовую часть маршевой ступени.

Данная конструкция обладает существенными недостатками:

- стабилизирующее действие отделившегося кольцевого насадка на кормовую часть маршевой ступени оказывает отрицательное влияние на управляемость ракеты, вследствие увеличения инерционности летательного аппарата;

- перераспределение газового потока, вызванное отделившимся кольцевым насадком, находящимся на кормовой части маршевой ступени, может вызвать в некоторых случаях неустойчивое движение ракеты из-за асимметрии как самого насадка, так и из-за его асимметричного расположения на хвостовой части летательного аппарата, вызванного перекосом насадка из-за наличия ходового зазора между маршевой ступенью и кольцевым насадком;

- при отделении сначала стартового двигателя, а затем кольцевого насадка маршевая ступень некоторое время движется непосредственно вблизи отделяемых частей, при больших скоростях, а также при наличии угла атаки во время разделения наличие отделившихся частей вызывает образование за донным срезом подпора давления, который снижает лобовое сопротивление ракеты, но в то же время создает боковые возмущения, которые могут привести к увеличению угла атаки маршевой ступени за пределы допустимого, следствием чего может быть выход маршевой ступени из луча управления и, соответственно, потеря ракеты.

Технической задачей настоящего предлагаемого изобретения является уменьшение возмущений маршевой ступени управляемой ракеты при разделении.

Для решения поставленной технической задачи известная бикалиберная ракета содержит отделяемый стартовый двигатель, телескопически соединенный с кормовой частью маршевой ступени посредством посадочного гнезда, снабженный кольцевым насадком с конической наружной поверхностью, установленным на кормовой части маршевой ступени перед торцом стартового двигателя. При этом кольцевой насадок выполнен в виде подпружиненных, с помощью толкателей, сегментных вкладышей, установленных с возможностью удержания от раскрытия передним фланцем стартового двигателя, а также сегментным разрезным кольцом.

Такие же результаты можно получить при использовании сегментов кольцевого насадка, установленных на кормовой части маршевой ступени перед торцом стартового двигателя с помощью осей.

Предлагаемое изобретение поясняется чертежами, на которых:

на фиг. 1 представлен внешний вид ракеты в исходном положении;

на фиг. 2 - конструкция узла крепления сегментного кольцевого насадка в исходном положении;

на фиг. 3 - положение элементов узла в момент расцепления;

на фиг. 4 - взаимное положение частей ракеты после разделения;

на фиг. 5 - взаимное положение частей ракеты после разделения при использовании сегментов кольцевого насадка, установленных на кормовой части маршевой ступени перед торцом стартового двигателя с помощью осей.

Предлагаемая бикалиберная ракета содержит маршевую ступень 1, сегментный кольцевой насадок 2 и стартовый двигатель 3 (фиг. 1). При этом кормовая часть маршевой ступени 1 размещена в посадочном гнезде в передней части стартового двигателя 3.

На кормовой части маршевой ступени 1 перед торцом стартового двигателя установлен сегментный кольцевой насадок 2 с наружной конической поверхностью. Посадочное гнездо двигателя с установленным поршнем 5 и пиротехническим зарядом 6 закрыто заглушкой 7. Для предотвращения расстыковки маршевой ступени 1 и стартового двигателя 3 в процессе полета на разгонном участке или в процессе транспортировки они соединены винтом 8, который содержит проточку для обеспечения расфиксации ступеней при расчетных нагрузках разделения. Для остановки поршня 5 и его отделения от маршевой ступени внутри посадочного гнезда выполнен упор 9, расположенный на переднем фланце стартового двигателя 3.

Сегменты кольцевого насадка запрессованы между корпусом маршевой ступени 1 и передним фланцем стартового двигателя 3, подпружинены с помощью толкателей 10 и зафиксированы от раскрытия сегментным разрезным кольцом 11 (фиг. 2).

Работа устройства осуществляется следующим образом.

На стартовом участке полета бикалиберная ракета летит с жестко соединенными между собой маршевой ступенью 1, сегментным кольцевым насадком 2 и стартовым двигателем 3. По окончании работы стартового двигателя подается электрический импульс на электровоспламенитель пиротехнического заряда 6, и маршевая ступень 1 начинает относительное движение под воздействием поршня 5, при этом за счет силы трения, возникающей между маршевой ступенью 1 и сегментным разрезным кольцом 11, происходит отделение сегментов разрезного кольца 11 от сегментного конического насадка 2. По достижении упора 9 происходит торможение поршня 5 с одновременным выталкиванием сегментов кольцевого насадка 2 и разрывом винта 8. При выходе сегментов кольцевого насадка 2 из посадочного гнезда стартового двигателя происходит их отталкивание от корпуса маршевой ступени за счет срабатывания пружинных толкателей 10 (фиг. 3).

При этом крепление сегментов кольцевого насадка может быть выполнено с помощью осей, жестко связанных со стартовым двигателем.

Перемещение сегментов кольцевого насадка 2 с использованием приведенных конструкций показано на фиг. 4, 5.

Такое конструктивное решение обеспечивает уменьшение возмущений, действующих на маршевую ступень в момент разделения путем уменьшения времени движения ступеней летательного аппарата в непосредственной близости друг от друга, а также за счет отсутствия совместного участка полета маршевой ступени и кольцевого насадка.

1. Бикалиберная управляемая ракета, содержащая отделяемый стартовый двигатель, телескопически соединенный с кормовой частью маршевой ступени посредством посадочного гнезда, снабженный кольцевым насадком с конической наружной поверхностью, установленным на кормовой части маршевой ступени перед торцом стартового двигателя, отличающаяся тем, что кольцевой насадок выполнен в виде подпружиненных, с помощью пружинных толкателей, сегментных вкладышей, установленных с возможностью удержания от раскрытия передним фланцем стартового двигателя, а также сегментным разрезным кольцом.

2. Бикалиберная управляемая ракета по п. 1, отличающаяся тем, что сегменты кольцевого насадка установлены на кормовой части маршевой ступени с помощью осей, жестко закрепленных на торце стартового двигателя.



 

Похожие патенты:

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.

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 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.

Изобретение относится к рулевым приводам многоступенчатых ракет. Привод рулевой содержит рулевые машины, систему питания рулевых машин, узлы развязки, кронштейны для закрепления рулевых машин к днищу ракеты. Узлы развязки закреплены к соплу двигателя. Сопло с помощью опор зафиксировано относительно корпуса ракеты. Узел развязки состоит из корпуса, качалки, фиксатора, пружины, опорной оси. Техническим результатом изобретения является повышение точности фиксации рулевых машин в нулевом положении и повышение жесткости в передаче системы рулевая машина - сопло двигателя. 4 ил.

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.

Наверх