Бикалиберная ракета (варианты)



Бикалиберная ракета (варианты)
Бикалиберная ракета (варианты)
Бикалиберная ракета (варианты)
Бикалиберная ракета (варианты)

 


Владельцы патента RU 2616206:

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

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.

 

Предлагаемая группа изобретений относится к области ракетной техники и может быть использована в малогабаритных зенитных и противотанковых ракетах.

В качестве прототипа выбрана бикалиберная ракета (ракета, в которой диаметр маршевой ступени значительно меньше диаметра двигателя), содержащая отделяемый разгонный двигатель, переходной обтекатель, телескопически соединенную с ними маршевую ступень и толкающий поршень с пороховым зарядом, инициируемым после окончания работы двигателя [Патент РФ на изобретение №2401413, МПК F42B 15/00 от 19.06.2009 п. 2].

По окончании работы двигателя подается команда на поджог порохового заряда, поршень выталкивает маршевую ступень из телескопического соединения двигателя, в момент полного выхода ударом поршня по обтекателю сообщается продольный импульс силы, обтекатель перемещается по кормовой части маршевой ступени, тормозится набегающим потоком воздуха, перемещается назад по кормовой части и сбрасывается с нее, при этом обтекатель является дополнительным стабилизатором, способствующим временному повышению запаса устойчивости маршевой ступени и гашению ее колебаний.

Данная конструкция обеспечивает демпфирование возмущающего момента сил после разделения за счет задержки схода обтекателя с кормовой части маршевой ступени сообщением ему продольного импульса силы в направлении полета и уменьшает возмущающий момент за счет сокращения времени разделения.

Недостаток такого устройства заключается в том, что демпфирование происходит после отделения двигателя с ударом поршня по обтекателю, что может привести к появлению дополнительных возмущений маршевой ступени и снижению эффективности демпфирования. Кроме того, поршень с пороховым зарядом усложняет конструкцию ракеты и утяжеляет кормовую часть маршевой ступени, что приводит к ухудшению габаритно-массовых и баллистических характеристик снаряда.

Задачей, решаемой данным изобретением, является повышение надежности демпфирования возмущений маршевой ступени ракеты при разделении и упрощение конструкции ракеты за счет обеспечения демпфирования возмущений, действующих на маршевую ступень в процессе ее выхода из телескопического соединения.

Предлагаемое изобретение может быть реализовано бикалиберной ракетой, содержащей разгонный двигатель и механически связанный с ним переходной обтекатель, телескопически установленные на кормовую часть маршевой ступени. Новым является то, что 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:

FЭ<P<Pc,

P<RАД-RАМС,

где FЭ - усилие на маршевую ступень при эксплуатации,

Р - усилие разрыва винта,

Рс - усилие разрыва механической связи между двигателем и обтекателем,

RАД - аэробаллистическая сила, действующая на двигатель,

RАМС - аэробаллистическая сила, действующая на маршевую ступень.

FЭ назначается разработчиком технических условий на изделие, которое включает в себя усилия, воздействующие на ракету при транспортных перевозках, стрельбе из пушек в составе зенитно-ракетного комплекса и определяется опытным путем или исходя из предыдущих аналогов.

Р определяется по формуле: (В.И. Анурьев. Справочник конструктора-машиностроителя: в 3-х томах. Т. 2 - 9-е изд., перераб. и доп./ Под ред. И.Н. Жестковой. - М.: Машиностроение, 2006, 874-я стр.).

Рс определяется опытным путем или рассчитывается исходя из выбранного способа крепления двигателя и обтекателя.

RАД и RАМС определяются по формуле: RA=qSCR(М, Re, α, β) (Дмитриевский А.А. Внешняя баллистика: Учебник для технических вузов. - 2-е изд., перераб. и доп. - М.: Машиностроение, 1979, 66-я стр.).

Устройство обеспечивает демпфирование возмущающего момента, которое проводится совместно обтекателем и жестко связанным с ним корпусом двигателя, за счет того, что неработающий двигатель, переходный обтекатель при выходе маршевой ступени из телескопического соединения повышают устойчивость маршевой ступени, так как смещается назад центр приложения аэробаллистических сил, особенно в конце процесса разделения, а также безударное отделение двигателя от маршевой ступени, простоту конструкции и снижение пассивного веса.

Также предлагаемое изобретение может быть реализовано бикалиберной ракетой, содержащей разгонный двигатель, телескопически соединенный с подкалиберной маршевой ступенью. Новым является то, что 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, при этом 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.

Такое устройство повышает уровень эксплуатационных нагрузок и полезно в случаях, когда они превышают разность аэробаллистических сил, например, действующих на двигатель, особенно при небольшом перепаде калибров маршевой ступени и двигателя, а также в ракетно-артиллерийских комплексах при стрельбе зенитных автоматов, когда они находятся на одной пусковой установке с ракетами.

Предлагаемое изобретение (вариант 1) поясняется графическими материалами, где на фиг. 1 изображена бикалиберная ракета до отделения разгонного двигателя, на фиг. 2 изображены силы, действующие при демпфировании в процессе отделения разгонного двигателя.

Предлагаемое изобретение (вариант 2) поясняется чертежами, где на фиг. 3 изображена бикалиберная ракета, на фиг. 4 изображена бикалиберная ракета после достижения предварительно заданной продольной перегрузки и усилия среза фиксирующего штифта.

Бикалиберная ракета по варианту 1 (фиг. 1) содержит разгонный двигатель 1, переходной обтекатель 2, механически связанные между собой гайкой 3, установленные на кормовую часть маршевой ступени 4. Маршевая ступень и двигатель связаны между собой разрывным винтом 5.

Устройство работает следующим образом. При эксплуатации (транспортировка, наведение ракеты на цель перед пуском) удержание маршевой ступени в двигателе обеспечивается усилием разрыва винта. По окончании работы двигателя за счет разности аэробаллистических сил, действующих на двигатель и маршевую ступень, винт рвется и начинается совместный сход двигателя и переходного обтекателя с кормовой части маршевой ступени, при этом они демпфируют возмущения, возникающие при действиях углов атаки и команд управления. В случае возникновения возмущающих сил (при наличии углов атаки, несимметрии планера, бокового ветра) корпус двигателя вместе с обтекателем демпфирует возмущающий момент в процессе схода, при этом отсутствует удар по маршевой ступени в момент полного разделения.

Бикалиберная ракета по варианту 2 содержит разгонный двигатель 1, телескопически соединенный с подкалиберной маршевой ступенью 4, стыковочный узел, выполненный в виде штока 9 и втулки 8, которые связаны между собой штифтом 7, между торцами маршевой ступени и двигателя образованы зазоры 6.

Устройство работает следующим образом. При эксплуатации маршевая ступень жестко связана штифтом с корпусом двигателя. Максимальная продольная сила, действующая на маршевую ступень при эксплуатации, равна произведению ее массы на максимальную эксплуатационную перегрузку и в разы меньше стартовой. После старта на участке разгона на маршевую ступень и штифт действует сила, равная произведению продольной перегрузки на массу маршевой ступени. При проектировании определяют материал и диаметр штифта, максимальную стартовую продольную и эксплуатационную перегрузки и оптимальный участок траектории, на котором проводят срезание штифта. После срезания штифта маршевая ступень относительно двигателя перемещается назад до упора, по окончании разгона двигатель сбрасывается силой, определяемой разностью аэробаллистических сил, действующих на его корпус и на подкалиберную маршевую ступень. Сила удара маршевой ступени по упору возникает в начале процесса и невелика из-за небольшой величины зазора, необходимого для срезания, измеряемой единицами миллиметров, при этом срезание происходит задолго до момента разделения. Так обеспечивается совместное расположение высокотемпных пушек и ракет на одном лафете.

Таким образом, предлагаемая к рассмотрению группа изобретений позволяет:

- уменьшить возмущения маршевой ступени за счет исключения силового воздействия на нее после разделения;

- увеличить демпфирующий момент сил за счет совместного схода двигателя и переходного обтекателя;

- устройство для реализации с разрывным винтом позволяет максимально упростить конструкцию и снизить пассивную массу ракеты;

- устройство для реализации со срезным штифтом обеспечивает возможность повышения эксплуатационных нагрузок и может быть использовано для совместного расположения ракет и высокотемпных пушек на одном лафете в ракетно-артиллерийских зенитных комплексах.

1. Бикалиберная ракета, содержащая разгонный двигатель и механически связанный с ним переходной обтекатель, телескопически установленные на кормовую часть маршевой ступени, отличающаяся тем, что 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.

2. Бикалиберная ракета, содержащая разгонный двигатель, телескопически соединенный с подкалиберной маршевой ступенью, отличающаяся тем, что маршевая ступень и 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, при этом 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, при этом между торцами маршевой ступени и двигателя образованы зазоры, величины которых не менее хода, необходимого для срезания штифта.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике. Переходной отсек головной части ракеты-носителя (РН) содержит корпус, адаптер и средство соединения корпуса с адаптером.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к отсеку разделения снаряда. Содержит оболочку с дном, опорное кольцо, поршень, источник энергии с инициирующим устройством и узел форсирования, скрепляющий разделяемые элементы конструкции.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в системах отделения космических аппаратов (КА). Система отделения КА, установленная между несущей конструкцией ракеты-носителя (РН) и КА, содержит корпус, состоящий из силовых опор и стенок с замками и толкателями, болтовые соединения, дискретно размещенные по периметру корпуса демпфирующие узлы, состоящие из резиновых прокладок и пластинчатых упоров с резьбовыми отверстиями, промежуточную раму, элементы крепления, резьбовые стыковочные элементы.

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в агрегатах, например, в ракетно-космической технике. Техническим результатом является повышение надежности и долговечности.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в устройствах разделения элементов ракет. Безимпульсный делитель, установленный на разделяемой оболочке пространственной формы, содержит детонирующий удлиненный заряд (ДУЗ), инициатор ДУЗа, вставку в виде выступа П-образной формы с завулканизированным эластомером, Г-образную разрезную пластмассовую втулку.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для разделения и сброса головного обтекателя (ГО) ракеты-носителя (РН). Устройство разделения и сброса ГО РН содержит створки с возможностью вращения, толкатели, опирающиеся на фитинги РН, хвостовик со сферическими законцовками, пружины с противоположным направлением навивки и установленные одна в другую.

Изобретение относится к космической технике, а именно к устройствам отделения космического аппарата. Устройство отделения КА содержит разъединяемое удерживающее устройство между несущей конструкцией с отверстием и КА с отверстием с выступами для фиксации упора, механические замки со стержнем с шайбой и гайкой, упором и отверстием со смещением относительно оси стержня, фиксирующее звено, удерживающее звено с выемкой на оси вращения.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в системах разделения для соединения двух или нескольких объектов с последующим их отделением.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для получения дополнительного импульса тяги. Межступенчатый ракетный ускоритель содержит стволы с пиропатронами с электродетонаторами, штоками-толкателями с амортизаторами с функцией смягчения удара при срабатывании пиропатрона, отталкивающего отделяемую часть ракеты в направлении, противоположном направлению полета ракеты и плавного разгона отделяемой ступени до нужной скорости.

Группа изобретений относится к устройствам для пуска летательных аппаратов (ЛА). ЛА содержит корпус с силовой обшивкой, силовые рамы, прикрепленные к обшивке, и агрегаты, закрепленные на силовых рамах, включая стартовую двигательную установку с реактивным соплом, прикрепленную к корпусу устройством, выполненным с возможностью расфиксации крепления, и систему управления.

Ракета // 2613391
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.

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 области ракетной техники и может быть использовано при разработке разделяющихся боеприпасов реактивной и ствольной артиллерии. Технический результат – повышение надежности работы устройства. Узел разделения головной части боеприпаса содержит оболочку с дном, опорное кольцо с узлом форсирования, поршень, заряд форсирования, пороховые аккумуляторы давления, рабочую и накопительную полости для продуктов сгорания зарядов. Пороховые аккумуляторы давления закреплены в поршне отсека разделения. Они размещены сопловыми блоками напротив газодинамических окон. Такое размещение обеспечивает возможность заполнения продуктами сгорания накопительной полости. Упомянутые окна выполнены в промежуточной диафрагме, жестко скрепленной с опорным кольцом оболочки. Сопловые блоки пороховых аккумуляторов давления снабжены устройствами одновременного вскрытия сопел. Они выполнены в виде заглушек, размещенных в выходной части сопла и имеющих вытяжные тяги. Эти тяги зафиксированы в промежуточной диафрагме и связаны с заглушками сопел посредством упора и разъемных соединений резьбового типа. 1 ил.
Наверх