Ракета

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в малогабаритных ракетах с отделяемой стартовой ступенью. Технический результат - упрощение конструкции ракеты при повышении надежности ее работы. Ракета содержит маршевую ступень, зафиксированную в переходном шпангоуте разрушаемыми элементами, отделяемую стартовую ступень с двигателем, скрепленным с переходным шпангоутом накидной гайкой, поршень и обтекатель. При этом накидная гайка снабжена контргайкой, выполненной с охватом обтекателя. Поршень закреплен в кормовой части маршевой ступени и скреплен с переходным шпангоутом разрушаемыми элементами. Переходный шпангоут снабжен перфорациями в виде продольных каналов, образующих с внутренней полостью переходного шпангоута, кормовой частью маршевой ступени и двигателем накопительную камеру. Эта камера сообщена с атмосферой каналами воздухозаборников. Каждый из этих каналов выполнен в виде диффузора и установлен с упором во внутреннюю часть обтекателя, снабженного сквозным пазом. Паз выполнен с охватом воздухозаборника и расположен от заднего торца к круговой выемке с плоским дном на внешней поверхности обтекателя. На каждом воздухозаборнике установлена гайка с упором в плоское дно круговой выемки. Фронтальная часть каждого воздухозаборника снабжена радиусной выемкой, переходящей в плоскую лыску, ширина которой не меньше входной части диффузора и расположенную перпендикулярно продольной оси ракеты. На кормовой части маршевой ступени подвижно установлен аэродинамический конус. Он отжат распорной гайкой от торца переходного шпангоута, который объединен с аэродинамическим конусом зацепом, выполненным в виде раздельных секций. Эти секции равномерно размещены с охватом маршевой ступени и удерживаются от угловых перемещений жесткими выступами. 7 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в малогабаритных ракетах с отделяемой стартовой ступенью и, в первую очередь, в сверхзвуковых ракетах.

Известна двухступенчатая ракета с отделяемой стартовой ступенью, см. патент РФ 2362102 от 02.06.2008 г., МПК7 F42B 14/00, принятая нами за прототип.

Ракета содержит отделяемую стартовую ступень с двигателем, маршевую ступень, зафиксированную в переходном шпангоуте разрушаемыми элементами, поршень и обтекатель, при этом переходный шпангоут скреплен с двигателем накидной гайкой. Устройство снабжено газогенератором, который активируется по команде с бортовой аппаратуры управления в расчетный момент времени.

Недостатками приведенного устройства являются сложность конструкции из-за наличия не только газогенератора, который сам по себе является сложным пороховым газодинамическим устройством с системой активации (по сути, это ракетный мини-двигатель), но также из-за необходимости применения в этом устройстве дополнительно аппаратуры управления системой активации газогенератора. Кроме того очевидно, что чем больше систем использовано в устройстве, тем ниже надежность устройства.

Задачей предлагаемого технического решения является упрощение конструкции ракеты с повышением надежности работы.

Для решения поставленной задачи в известной ракете, содержащей маршевую ступень (МС), зафиксированную в переходном шпангоуте разрушаемыми элементами, отделяемую стартовую ступень с двигателем, скрепленным с переходным шпангоутом накидной гайкой, поршень и обтекатель, накидная гайка снабжена контргайкой, выполненной с охватом обтекателя, поршень закреплен в кормовой части маршевой ступени и скреплен с переходным шпангоутом разрушаемыми элементами, при этом переходный шпангоут снабжен перфорациями в виде продольных каналов, образующих с внутренней полостью переходного шпангоута, кормовой частью МС и двигателем накопительную камеру, сообщающуюся с атмосферой каналом воздухозаборника, выполненным в виде диффузора, причем воздухозаборник установлен с упором во внутреннюю часть обтекателя, снабженного сквозным пазом, выполненным с охватом воздухозаборника и расположенным от заднего торца к круговой выемке с плоским дном на внешней поверхности обтекателя, причем на воздухозаборнике установлена гайка с упором в плоское дно круговой выемки, а фронтальная часть воздухозаборника снабжена радиусной выемкой, переходящей в плоскую лыску, ширина которой не меньше входной части диффузора и расположенную перпендикулярно продольной оси ракеты, кроме того, на кормовой части маршевой ступени подвижно установлен аэродинамический конус с распорной гайкой, прилегающей к торцу переходного шпангоута, который объединен с аэродинамическим конусом зацепом, выполненным в виде раздельных секций, равномерно размещенных с охватом маршевой ступени и удерживаемых от угловых перемещений жесткими выступами.

Кроме того, в предложенном техническом решении может быть установлено несколько воздухозаборников, равномерно размещенных по длине окружности.

Сущность предложенного технического решения заключается в том, что в известной 2-ступенчатой ракете, содержащей МС, зафиксированную в переходном шпангоуте разрушаемыми элементами, отделяемую стартовую ступень с двигателем, скрепленным с переходным шпангоутом накидной гайкой, поршень и обтекатель, поршень закреплен в кормовой части МС и скреплен с переходным шпангоутом разрушаемыми элементами. При этом кормовая часть МС с передним дном двигателя и внутренней полостью переходного шпангоута образуют накопительную камеру, сообщающуюся с атмосферой каналом (каналами) воздухозаборника (или нескольких воздухозаборников), выполненным в виде диффузора, причем воздухозаборник установлен с упором во внутреннюю часть обтекателя. Фронтальная часть воздухозаборника снабжена радиусной выемкой, переходящей в плоскую лыску, ширина которой не меньше входной части диффузора и расположенную перпендикулярно продольной оси ракеты. Причем обтекатель снабжен сквозным пазом, выполненным с охватом воздухозаборника и расположенным от заднего торца к круговой выемке с плоским дном на внешней поверхности обтекателя. На воздухозаборнике установлена гайка с упором в плоское дно круговой выемки, а накидная гайка снабжена контргайкой, установленной с охватом обтекателя. Кроме того, на кормовой части маршевой ступени подвижно установлен аэродинамический конус с распорной гайкой, прилегающей к торцу переходного шпангоута, который объединен с аэродинамическим конусом зацепом, выполненным в виде раздельных секций, равномерно размещенных с охватом маршевой ступени и удерживаемых от угловых перемещений жесткими выступами. Перфорации переходного шпангоута при уменьшении веса конструкции увеличивают рабочий объем накопительной камеры, то есть объем рабочего тела (в данном случае воздуха), выполняющего работу разведения ступеней.

Предложенная конструкция ракеты и особенности ее работы поясняются чертежами, где на фиг. 1 изображена 2-ступенчатая ракета, содержащая отделяемую стартовую ступень с двигателем 1, маршевую ступень 2, переходный отсек 3, на фиг. 2 показан вид А (повернуто) с фиг. 1, на фиг. 3 показан вид Д с фиг. 2, на фиг. 4 показан разрез Е-Е с фиг. 3, на фиг. 5 показан разрез Ж-Ж по воздухозаборнику фиг. 2.

На фиг. 2 подробно изображено предложенное устройство, в котором переходный шпангоут 4 скреплен с двигателем стартовой ступени 1 накидной гайкой 5, которая снабжена контргайкой 6, выполненной с охватом обтекателя 7. Поршень 8 закреплен в кормовой части МС и скреплен с переходным шпангоутом разрушаемыми элементами 9 (выполненными в виде разрывных винтов), при этом переходный шпангоут снабжен перфорациями 10 в виде продольных каналов, образующих с внутренней полостью переходного шпангоута, кормовой частью МС и двигателем накопительную камеру 11, сообщающуюся с атмосферой каналом 12 воздухозаборника 13, выполненным в виде диффузора (подробно показано на фиг. 6). Воздухозаборник установлен с упором во внутреннюю часть обтекателя (подробно показано на фиг. 5 - разрез Ж-Ж с фиг. 2). Обтекатель снабжен сквозным пазом 14, выполненным с охватом воздухозаборника и расположенным от заднего торца к круговой выемке с плоским дном 15 на внешней поверхности обтекателя, причем на воздухозаборнике установлена гайка 16 с упором в плоское дно круговой выемки. Фронтальная часть воздухозаборника снабжена радиусной выемкой 17, переходящей в плоскую лыску 18, ширина которой не меньше входной части диффузора и расположенную перпендикулярно продольной оси ракеты. На кормовой части маршевой ступени подвижно установлен аэродинамический конус 19 (подробно изображено на фиг. 7 - вид Б с фиг. 2) с распорной гайкой 20, прилегающей к торцу переходного шпангоута, который объединен с аэродинамическим конусом зацепом 21, выполненным в виде раздельных секций, равномерно размещенных с охватом кормы МС и удерживаемых от угловых перемещений жесткими выступами 22. Стопорные винты 23, 24 контрят гайку 16 и распорную гайку 20 соответственно, а кольца 25, 26, 27, 28 герметизируют накопительную камеру 11.

Предложенное устройство работает следующим образом. В полете от старта ракеты до окончания работы двигателя создаваемая тягой двигателя продольная перегрузка прижимает маршевую ступень 2 торцом кормовой части к буртику 29 переходного шпангоута 4. При этом набегающий поток воздуха, встречая на своем пути воздухозаборник 13, проходит канал 12 диффузора и с повышением давления наполняет накопительную камеру 11. По окончании работы двигателя уменьшается и исчезает тяга, в результате уменьшается и исчезает продольная перегрузка, прижимающая МС торцом к буртику 29 переходному шпангоуту 4, в то время как давление набранного воздуха в накопительной камере воздействием на ступени обрывает винты 9 и перемещает МС в переходном шпангоуте. При дальнейшем движении МС проходит зацеп 21, секции которого смыкаются, аэродинамический конус 19 освобождается от стартовой ступени и, продолжая раздельное движение, сходит с МС по потоку.

При этом жесткие выступы 22 разделяют секции зацепа с определенными зазорами, исключающими их смыкание и возможность заклинивания при разделении. Распорной гайкой 20 при сборке отжимается аэродинамический конус 19 от переходного шпангоута, в результате секции зацепа 21 обжимают корпус МС 22, центрируя ее вдоль общей оси ракеты, таким образом, увеличивается база центрирования маршевой ступени на величину аэродинамического конуса без увеличения хода МС в переходном отсеке до разделения.

Таким образом, предложенное техническое решение существенно упрощает конструкцию ракеты с отделяемой стартовой ступенью в сравнении с прототипом за счет создания внутренней полостью переходного шпангоута, кормой маршевой ступени (МС) с присоединенным поршнем и передним дном двигателя изолированной камеры, сообщающейся с атмосферой каналом воздухозаборника, выполненным в виде диффузора, фронтальная часть которого снабжена лыской с шириной не меньше входной части диффузора и расположенной перпендикулярно продольной оси ракеты. Причем установка аэродинамического конуса впереди переходного шпангоута и скрепление их зацепом с распором распорной гайкой увеличивает плечо заделки МС без увеличения хода МС до момента разделения, уменьшает возмущение МС от разделения, таким образом снижается рассеивание, повышается точность стрельбы или надежность применения в сравнении с прототипом.

Ракета, содержащая маршевую ступень, зафиксированную в переходном шпангоуте разрушаемыми элементами, отделяемую стартовую ступень с двигателем, скрепленным с переходным шпангоутом накидной гайкой, поршень и обтекатель, отличающаяся тем, что накидная гайка снабжена контргайкой, выполненной с охватом обтекателя, поршень закреплен в кормовой части маршевой ступени и скреплен с переходным шпангоутом разрушаемыми элементами, при этом переходный шпангоут снабжен перфорациями в виде продольных каналов, образующих с внутренней полостью переходного шпангоута, кормовой частью маршевой ступени и двигателем накопительную камеру, сообщающуюся с атмосферой каналами воздухозаборников, каждый из которых выполнен в виде диффузора и установлен с упором во внутреннюю часть обтекателя, снабженного сквозным пазом, выполненным с охватом воздухозаборника и расположенным от заднего торца к круговой выемке с плоским дном на внешней поверхности обтекателя, причем на каждом воздухозаборнике установлена гайка с упором в плоское дно круговой выемки, а фронтальная часть каждого воздухозаборника снабжена радиусной выемкой, переходящей в плоскую лыску, ширина которой не меньше входной части диффузора и расположенную перпендикулярно продольной оси ракеты, кроме того, на кормовой части маршевой ступени подвижно установлен аэродинамический конус, отжатый распорной гайкой от торца переходного шпангоута, который объединен с аэродинамическим конусом зацепом, выполненным в виде раздельных секций, равномерно размещенных с охватом маршевой ступени и удерживаемых от угловых перемещений жесткими выступами.



 

Похожие патенты:

Предложен адаптивный цифровой спектральный селектор цели. Он содержит оптико-электронный следящий гирокоординатор с тремя каналами спектроделения оптического излучения, тремя фотоприемниками, тремя импульсными усилителями с однократным дифференцированием, выходы которых подключены к амплитудным детекторам, а выходы детекторов к схеме сравнения уровней, или вычислителям отношений уровней, а выходы схемы сравнения, или вычислителей отношений - к схеме определения и формирования "стробов" принадлежности сигналов цели или помехе.

Группа изобретений относится к области систем управления летательными аппаратами и может быть использована в контуре управления рулевого привода ракет с широтно-импульсным методом регулирования.

Изобретение относится к области вооружения, реализующего задачи повышения точности стрелкового оружия, более конкретно к способам управления вращающейся пулей и снарядом высокоточного оружия.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к раскладываемым аэродинамическим поверхностям летательных аппаратов. Раскладываемая аэродинамическая поверхность содержит соединенные корневую и раскладываемую части.
Изобретение относится к области авиации, в частности к крылатым ракетам. Беспилотный летательный аппарат содержит корпус, баки, крыло и двигатель.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к управляемым боеприпасам. Управляемый боеприпас содержит электронную аппаратуру управления и систему спутниковой навигации с антенной, установленную в носовом обтекателе.

Изобретение относится к области вооружения, а именно к реактивным боеприпасам. Активно - реактивный снаряд стартует из пусковой трубы, заглушенной с донной части.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к корпусу боевого элемента с раскрывающимся стабилизатором. Корпус содержит цилиндрическую наружную оболочку.

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.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для снижения площадей районов падения отделяющихся частей (ОЧ) ракет космического назначения (РКН).

Предлагаемая группа изобретений относится к области ракетной техники и может быть использована в малогабаритных зенитных и противотанковых ракетах. Бикалиберная ракета (вариант 1) содержит разгонный двигатель и механически связанный с ним переходной обтекатель, телескопически установленные на кормовую часть маршевой ступени. Маршевая ступень и двигатель связаны между собой разрывным винтом, усилие разрыва которого меньше усилия разрушения механической связи между двигателем и переходным обтекателем и больше усилия от перегрузок, действующих на маршевую ступень при эксплуатации, а также меньше разности аэробаллистических сил, действующих на разгонный двигатель и подкалиберную маршевую ступень в полете в конце разгона. Бикалиберная ракета (вариант 2) содержит разгонный двигатель, телескопически соединенный с подкалиберной маршевой ступенью. Маршевая ступень и разгонный двигатель связаны между собой стыковочным узлом, выполненным в виде штока, закрепленного на торце маршевой ступени и установленного во втулку, закрепленную в донной части телескопического соединения двигателя. Шток и втулка зафиксированы между собой штифтом, сила срезания которого больше силы, действующей на маршевую ступень при эксплуатации, и меньше силы, действующей на маршевую ступень в процессе разгона, а между торцами маршевой ступени и двигателя образованы зазоры, величины которых не менее хода, необходимого для срезания штифта. Изобретение позволяет повысить надежность демпфирования возмущений маршевой ступени ракеты при разделении и упростить конструкцию ракет. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Группа изобретений относится к управляемому стратегическому вооружению, в частности к сверхзвуковым летательным аппаратам и способам реализации их полета. Сверхзвуковой летательный аппарат содержит стартовый двигатель с механизмом разделения ступеней, маршевую ступень с планером и с функциональными блоками. Маршевая ступень помещена в защитный обтекатель, раскрывающийся при отделении двигателя. Планер маршевой ступени выполнен по самолетной схеме «низкоплан» с элементами вертикального оперения, обеспечивающими устойчивость планера по крену. Оперение заневоленно защитным обтекателем. Способ реализации полета сверхзвукового летательного аппарата заключается в использовании программируемой амплитуды рикошетирования. На этапе погружения в атмосферу изменение вектора аэродинамической силы осуществляют путем выбора оптимального угла атаки. Запуск летательного аппарата осуществляют с установки под траекторным углом от 50 до 85° к горизонту. Летательный аппарат выводят по баллистической траектории в разреженные слои атмосферы на высоты от 50 до 70 км. Достигается уменьшение аэродинамических нагрузок. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к системам соединения разделяемых частей летательных аппаратов. Технический результат - повышение сдвигоустойчивости узла соединения при длительных знакопеременных нагрузках с одновременной возможностью его распадения - отделения. Узел соединения содержит стыковочные фитинги, расположенные оппозитно друг к другу, и узлы крепления. Узлы крепления выполнены с возможностью распадения, а оси перпендикулярны плоскости стыковки фитингов. На одном фитинге в плоскости стыка выполнены кольцевые зубья в виде равнобедренного треугольника в поперечном сечении, вертикальная ось которых параллельна оси узла крепления, а поверхность контактирует с поверхностью кольцевого углубления, выполненного прессовкой стыковочных фитингов. Фитинг с кольцевым углублением выполнен из материала с меньшей твердостью, чем материал фитинга с кольцевым зубом. Отношение длины основания равнобедренного треугольника поперечного сечения кольцевого зуба к его высоте находится в интервале 0,52-1,3. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Группа изобретений относится к газодинамическому управлению ракетой или снарядом. Система гидрогазодинамического управления ракетой или снарядом включает по меньшей мере один исполнительно-приводной элемент, соединенный прямо или косвенно по меньшей мере с одним общим исполнительно-приводным механизмом для обеспечения создания усилия для приведения в действие, передаваемого через общий исполнительно-приводной механизм. В способе гидрогазодинамического управления усилие для приведения в действие передается по меньшей мере через один рычажно-тяговый механизм по меньшей мере одной управляющей поверхности для гидрогазодинамического управления, прямо или косвенно соединенной с ним. Техническим результатом группы изобретений является минимизация динамического сопротивления, улучшение маневренности и увеличение дальности действия ракеты или снаряда. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 8 ил.

Группа изобретений относится к вариантам выполнения крылатой ракеты для поражения преимущественно наземных целей. Технический результат – повышение эффективности поражения целей крылатой ракетой. Крылатая ракета по одному варианту содержит фюзеляж, крыло, турбореактивный двигатель и несколько суббоеприпасов - управляемых или свободнопадающих бомб. Компьютер системы наведения упомянутой ракеты предусматривает программу ее пролета над несколькими целями в несколько заходов. Предусмотрена возможность подбора целей, расположенных примерно на прямой линии. Предусмотрена программа для свободнопадающих с малых высот бомб с поправками траектории их полета в расчете на выброс упомянутых бомб под заданным к горизонтали углом или вниз с дозированной скоростью, или с торможением - в зависимости от вида цели. По другому варианту крылатая ракета включает гиростабилизированные двухплоскостной радиопеленгатор и двухплоскостной инфракрасный пеленгатор. Кроме того, имеются бомбоотсеки с двумя люками сверху и снизу и устройство для подбрасывания верх находящихся внутри бомбоотсеков противорадиолокационных и инфракрасных ракет, являющихся суббоеприпасами. Имеется также устройство для сбрасывания суббоеприпасов - ракет вниз. При запасе суббоеприпасов большем, чем количество встреченных целей, предусмотрена возможность сбрасывания суббоеприпасов в виде бомб. Для последнего случая предусмотрена возможность отключения двигателей ракет, сохранения рулей ракет в нейтральном положении, не взведенного положения бесконтактных взрывателей и взведенного положения контактных взрывателей. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к артиллерийским снарядам. Снаряд содержит корпус, взрыватель и взрывчатое вещество, при этом корпус выполнен из керамики, на которую намотаны концентричные слои растянутых параллельно лежащих волокон, ориентированных послойно под углом 0º, +45º, -45º к продольной оси снаряда, скрепленных между собой посредством полимерного связующего, волокна выполнены с поперечным сечением в виде равностороннего треугольника, при этом площадь поперечного сечения волокон уменьшается послойно в направлении от оси снаряда, а соседние волокна контактируют между собой взаимообращенными гранями. Корпус может быть выполнен из кварцевой, нитридной или оксидной керамики и могут использоваться стеклянные или базальтовые волокна. Техническим результатом является создание снаряда, обладающего достаточной прочностью и высокими осколочно-фугасными характеристиками. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к области ракетной техники. Способ парного пуска противосамолетных ракет включает запуск первой противорадиолокационной ракеты, нацеленной на радиолокатор самолета противника или на его сигнатуру от постороннего радиолокатора, летящей по упреждающей пересекающейся траектории, а затем с перерывом вслед ей запуск второй ракеты с инфракрасной головкой самонаведения, нацеленной на сопло противорадиолокационной ракеты. Скорость противорадиолокационной ракеты равна или больше, чем у ракеты с инфракрасным самонаведением. Противорадиолокационная ракета снабжена автопилотом, автоматически включающимся при потере цели. В топливо противорадиолокационной ракеты добавлен порошок лития или меди, и/или соединение лития или меди, например нитрат лития, боргидрид лития. Противорадиолокационная ракета имеет приемник радиоизлучения с измерителем уровня принимаемого сигнала, причем данные об этом уровне перед пуском выводятся на пусковое устройство оператора или на автоматическое пусковое устройство. Ракета с инфракрасным самонаведением имеет гироскоп для сохранения горизонтали, а головка самонаведения этой ракеты размещена с наклоном вниз. Изобретение позволяет увеличить вероятность поражения цели. 5 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. В способе минимизации зон отчуждения для отделяемых частей (ОЧ) ракеты-носителя (РН) на этапе предполетной подготовки РН производят расчет параметров движения ОЧ до момента падения их на землю. По результатам расчетов определяют участки на траектории спуска для воздействия на ОЧ, формируют сигнал в процессе автономного полета ОЧ и осуществляют воздействие на конструкцию ОЧ. На ОЧ размещают пиротехнический состав. При сжигании пиротехнический состав обеспечивает нагрев ОЧ до температуры, при которой происходит их горение в набегающем потоке атмосферного воздуха, по достижении высоты 25-30 км осуществляют зажигание ОЧ с использованием зажигающего состава. Техническим результатом изобретения является максимальное снижение площадей, выделяемых под районы падения ОЧ РН. 5 з.п. ф-лы, 1 табл.

Изобретение относится к области военной техники, в частности к управляемым реактивным снарядам. Технический результат - расширение боевых возможностей реактивной артиллерии при стрельбе по малоразмерным целям. Автономный блок управления реактивного снаряда включает цилиндрический шарнир на двух подшипниках качения с осью вращения, совпадающей с продольной осью реактивного снаряда, источник питания, бортовую аппаратуру дистанционного приема полетного задания, взрыватель и аппаратуру управления. Аппаратура управления содержит бортовой вычислитель, блок инерциальных датчиков и аппаратуру спутниковой навигации. Кроме того, устройство содержит электрический рулевой привод. Он включает четыре электродвигателя постоянного тока и четыре аэродинамических руля, скрытых внутри корпуса в исходном положении. Каждый электродвигатель постоянного тока имеет возможность отклонения независимо друг от друга своего аэродинамического руля на угол ±20°. Рулевой привод обеспечивает способность одновременно создавать управляющие силы и моменты по курсу, тангажу и крену. Бортовой вычислитель имеет возможность формирования команд по стабилизации крена и демпфирования продольных и поперечных колебаний снаряда. Устройство может быть установлено на неуправляемые реактивные снаряды непосредственно перед применением. 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в реактивных снарядах систем залпового огня. Ракетная часть реактивного снаряда содержит корпус с теплозащитным покрытием и блок стабилизаторов. Перед блоком стабилизаторов на расстоянии 0,025-0,25 калибра от стыка корпуса и блока стабилизаторов на внутренней поверхности корпуса размещена втулка из эластичного материала с низкой температурой абляции в кольцевой проточке. В месте стыка теплозащитного покрытия с втулкой теплозащитное покрытие выполнено с внутренним кольцевым уступом, прилегающим к втулке. Торцевая поверхность втулки, обращенная к блоку стабилизаторов, выполнена с внутренним кольцевым уступом с внутренним диаметром, равным внутреннему диаметру втулки, и наружным диаметром, не превышающим внутренний диаметр блока стабилизаторов. В резьбовом соединении между корпусом снаряда и корпусом блока стабилизаторов установлено кольцо из материала с низкой теплопроводностью. Достигается повышение надежности функционирования ракетной части за счет снижения нагрева в области резьбового соединения корпуса и блока стабилизаторов и демпфирования акустических колебаний. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в малогабаритных ракетах с отделяемой стартовой ступенью. Технический результат - упрощение конструкции ракеты при повышении надежности ее работы. Ракета содержит маршевую ступень, зафиксированную в переходном шпангоуте разрушаемыми элементами, отделяемую стартовую ступень с двигателем, скрепленным с переходным шпангоутом накидной гайкой, поршень и обтекатель. При этом накидная гайка снабжена контргайкой, выполненной с охватом обтекателя. Поршень закреплен в кормовой части маршевой ступени и скреплен с переходным шпангоутом разрушаемыми элементами. Переходный шпангоут снабжен перфорациями в виде продольных каналов, образующих с внутренней полостью переходного шпангоута, кормовой частью маршевой ступени и двигателем накопительную камеру. Эта камера сообщена с атмосферой каналами воздухозаборников. Каждый из этих каналов выполнен в виде диффузора и установлен с упором во внутреннюю часть обтекателя, снабженного сквозным пазом. Паз выполнен с охватом воздухозаборника и расположен от заднего торца к круговой выемке с плоским дном на внешней поверхности обтекателя. На каждом воздухозаборнике установлена гайка с упором в плоское дно круговой выемки. Фронтальная часть каждого воздухозаборника снабжена радиусной выемкой, переходящей в плоскую лыску, ширина которой не меньше входной части диффузора и расположенную перпендикулярно продольной оси ракеты. На кормовой части маршевой ступени подвижно установлен аэродинамический конус. Он отжат распорной гайкой от торца переходного шпангоута, который объединен с аэродинамическим конусом зацепом, выполненным в виде раздельных секций. Эти секции равномерно размещены с охватом маршевой ступени и удерживаются от угловых перемещений жесткими выступами. 7 ил.

Наверх