Бикалиберная ракета

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в конструкциях малогабаритных ракет. Бикалиберная ракета содержит отделяемый стартовый двигатель с посадочным гнездом, в которое установлена кормовая часть маршевой ступени с кольцевым насадком, расположенным перед торцом двигателя. Двигатель и кольцевой насадок соединены кольцевыми секторами с выступами, размещенными в трапецеидальных проточках двигателя и кольцевого насадка соответственно. Проточки в поперечном сечении выполнены в форме разносторонних трапеций. Между торцами кольцевых секторов и ответными им поверхностями проточек образованы кольцевые полости. Каждый кольцевой сектор снабжен толкателем в виде штока с пружиной, установленного с возможностью взаимодействия в радиальном направлении с наружной поверхностью выступа кольцевого сектора, размещенного в проточке насадка. Пружина толкателя выполнена пластинчатой и консольно закреплена в передней части кольцевого насадка. Изобретение позволяет повысить надежность работы за счет исключения возможности заклинивания секторов кольца в проточках. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в конструкциях малогабаритных ракет.

В конструкциях многих ракет (преимущественно зенитных) применяется бикалиберная аэробаллистическая схема компоновки планера с маршевой ступенью малого калибра и кратковременно работающим отделяющимся двигателем большего калибра большой мощности. Это позволяет обеспечить быстрый разгон ракеты на старте и слабо торможенный полет маршевой ступени после отделения двигателя, что позволяет исключить наличие маршевого двигателя и существенно упростить конструкцию. Для уменьшения общей длины планера ракеты на старте, влияющей на его жесткость, кормовую часть маршевой ступени телескопически устанавливают в посадочное гнездо, выполненное в передней части двигателя. Однако на выходе маршевой ступени из посадочного гнезда при наличии боковых сил возможен ее перекос и появление возмущений на маршевой ступени.

Известна бикалиберная управляемая ракета [Патент РФ на изобретение №2127418, МПК F42B 15/00, 15/36 от 10.03.1999], выбранная в качестве прототипа настоящего предлагаемого изобретения, содержащая отделяемый стартовый двигатель, телескопически соединенный с кормовой частью маршевой ступени посредством посадочного гнезда, кольцевой насадок, установленный на кормовой части маршевой ступени перед торцом стартового двигателя и соединенный с ним посредством разрезного кольца, установленного на кормовой части маршевой ступени в стыке торцов стартового двигателя и кольцевого насадка и снабженного наружными выступами, размещенными в ответных проточках, выполненных в двигателе и кольцевом насадке, а также распорное устройство, взаимодействующее с торцами кольцевого насадка и стартового двигателя.

Такое устройство обеспечивает уменьшение возмущений маршевой ступени в момент разделения путем уменьшения начального углового разворота маршевой ступени относительно продольной оси двигателя.

Недостаток такого устройства заключается в том, что в момент прохождения торца кормовой части маршевой ступени разрезного кольца его сектора перемещаются поступательно в радиальном направлении к продольной оси ракеты, что может привести к их перекосу и заклиниванию в проточках. Это в момент разделения может привести к боковому возмущению маршевой ступени и, как следствие, к потере начальной скорости.

Задачей данного предлагаемого изобретения является повышение надежности работы за счет исключения возможности заклинивания секторов кольца в проточках.

Решение поставленной задачи достигается тем, что в бикалиберной ракете, содержащей отделяемый двигатель с посадочным гнездом, в которое установлена кормовая часть маршевой ступени с кольцевым насадком, расположенным перед торцом двигателя и соединенным с ним посредством кольцевых секторов с выступами, выполненными на их наружных поверхностях, размещенными в ответных проточках в двигателе и насадке, новым является то, что проточки в поперечном сечении выполнены в форме разносторонних трапеций, а между торцами кольцевых секторов и ответными им поверхностями проточек образованы кольцевые полости, при этом каждый кольцевой сектор снабжен толкателем, выполненным в виде штока с пружиной, установленного с возможностью взаимодействия в радиальном направлении с наружной поверхностью выступа кольцевого сектора, размещенного в насадке. Пружины толкателей выполнены пластинчатыми и консольно закреплены в передней части кольцевого насадка.

Сущность данного предлагаемого изобретения заключается в том, что полости между стенками проточек двигателя и кольцевого насадка и торцами кольцевых секторов при сообщении им радиального импульса силы толкателями обеспечивают их вращение в проточках двигателя и выводят из плоскости взаимодействия стартовой ступени и маршевой ступени, тем самым в процессе разделения исключается заклинивание кольцевых секторов при выходе из проточек.

Предлагаемое изобретение поясняется графическими материалами, где на фиг. 1 изображен общий вид бикалиберной ракеты, на фиг. 2 изображено сечение места стыка двигателя и маршевой ступени, на фиг. 3 изображены проточки двигателя и кольцевого насадка в поперечном сечении, выполненные в форме разносторонних трапеций, на фиг. 4 изображены кольцевые сектора в процессе выхода из проточек.

Бикалиберная ракета (фиг. 1) содержит маршевую ступень 1, отделяемый двигатель 2 с посадочным гнездом 3, в которое установлена кормовая часть маршевой ступени 4 с кольцевым насадком 5. Двигатель и кольцевой насадок (фиг. 2) соединены кольцевыми секторами 6 с выступами 7, 8, размещенными в трапецеидальных проточках 9, 10 двигателя и кольцевого насадка соответственно (фиг. 3). Между торцами секторного кольца и ответными им поверхностями проточек образованы кольцевые полости 11, 12. Каждый сектор снабжен толкателем в виде штока 13 и пластинчатой пружиной 14. На фиг. 4 изображен процесс расстыковки кольцевого насадка и отделяемого двигателя.

Работа устройства осуществляется следующим образом: на разгонном участке траектории маршевая ступень 1 удерживается в посадочном гнезде 3 двигателя 2 за счет продольной перегрузки, возникающей при разгоне ракеты. После прекращения разгона на маршевую ступень 1 и двигатель 2 действуют силы, направленные противоположно, причем существует разность аэробаллистических сил, величина которой в основном пропорциональна разности площадей миделя разделяемых ступеней. Начинается выход кормовой части маршевой ступени 4 из посадочного гнезда 3 двигателя 2. После прохождения заднего торца маршевой ступени выступов кольцевых секторов 6, расположенных в проточке 10 кольцевого насадка 5, штоки 13 толкателя с пружиной 14 вращают кольцевые сектора относительно проточки 10, при этом кольцевые полости двигателя 2 и насадка 5, а также проточки поперечного сечения в виде разносторонней трапеции 9 и 10 обеспечивают поворот без заклинивания, что исключает возмущения маршевой ступени 4 в момент расстыковки. При этом двигатель 2 за счет большей площади миделя получает большее ускорение, чем насадок 5, и быстрее отходит от маршевой ступени 4.

Таким образом, предлагаемое к рассмотрению устройство исключает заклинивание кольцевых секторов при их выходе из проточек, уменьшает время разделения, что уменьшает влияние внешних факторов при наличии углов атаки, бокового ветра и других воздействий, влияющих на процесс разделения.

1. Бикалиберная ракета, содержащая отделяемый двигатель с посадочным гнездом, в которое установлена кормовая часть маршевой ступени с кольцевым насадком, расположенным перед торцом двигателя и соединенным с ним посредством кольцевых секторов с выступами, выполненными на их наружных поверхностях, размещенными в ответных проточках, выполненных в двигателе и насадке, отличающаяся тем, что проточки в поперечном сечении выполнены в форме разносторонних трапеций, а между торцами кольцевых секторов и ответными им поверхностями проточек образованы кольцевые полости, при этом каждый кольцевой сектор снабжен толкателем в виде штока с пружиной, установленного с возможностью взаимодействия в радиальном направлении с наружной поверхностью выступа кольцевого сектора, размещенного в проточке насадка.

2. Бикалиберная ракета по п. 1, отличающаяся тем, что пружина толкателя выполнена пластинчатой и консольно закреплена в передней части кольцевого насадка.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетной техники. Самоприцеливающийся боевой элемент содержит корпус с боевой частью, вращающийся парашют с полюсным отверстием, при этом внутри корпуса элемента перпендикулярно его продольной оси установлены выдвижные подпружиненные тормозные щитки.

Изобретение относится к авиационным ракетам различных классов. Технический результат – уменьшение аэродинамического сопротивления ракеты за счет заднего торца.

Изобретение относится к ракетам с динамическими помехами для различных их классов. Технический результат – повышение эффективности создания радиолокационных помех радиолокатору оборонительной системы объекта.

Изобретение относится к способам спасения людей с применением авиационных средств. Способ оперативной доставки средств спасения с использованием ракетного комплекса заключается в выборе из комплекта ракеты, оснащенной взаимозаменяемой головной частью (ГЧ).

Группа изобретений относится к области вооружения и может быть использована при проектировании и модернизации управляемых боеприпасов, включающих в свою конструкцию отделяемый на траектории носовой обтекатель.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к области малогабаритных управляемых снарядов, преимущественно с дозвуковыми и трансзвуковыми скоростями полета, и может быть использовано в конструкциях с различными аэродинамическими схемами.

Группа изобретений относится к ракетной технике, а именно к сверхзвуковым крылатым ракетам, предназначенным для поражения наземных целей, включая легкоуязвимые площадные наземные объекты, в том числе критичные по времени мобильные цели.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к реактивным снарядам реактивных систем залпового огня. В сверхзвуковом реактивном снаряде рули размещены на заостренной носовой части корпуса на расстоянии от переднего торца снаряда, выбираемом в пределах значений, рассчитываемых по формуле: , при этом каждый из них снабжен аэродинамическим обтекателем, выполненным в виде тела вращения, выступающего за переднюю кромку руля на величину (0,10-0,25)ар.

Изобретение относится к ракетной технике и может найти применение в конструкциях систем разделения объектов летательных аппаратов (ЛА). Целью изобретения является создание надежного фиксатора разделяемых объектов ЛА для соединения без люфта сложных разделяемых объектов большой массы, обеспечивающего контроль несанкционированного перемещения штока фиксатора при монтаже на объекте, с исключением условий демпфирования штока фиксатора и удержания его в крайнем положении при разделении объектов.

Изобретение относится к способу имитации беспилотного летательного аппарата (БЛА) для отработки системы наведения при проведении летных испытаний. Для этого задают полетное задание с помощью модуля программатора беспилотному летательному аппарату, проводят предстартовый контроль, включают систему наведения, выставляют инерциальную систему управления, размещают имитатор БЛА на авиационном носителе, подключают бортовой разъем имитатора к аппаратуре носителя, подают питание на бортовой разъем имитатора, осуществляют полет авиационного носителя по траектории, приближенной к заданной для БЛА, производят имитацию пуска, функционирования и токопотребления БЛА, записывают информационный обмен на внутреннее запоминающее устройство, регистрируют телеметрическую информацию, производят ее обработку и анализ после полета.

Предлагаемая группа изобретений относится к военной технике, в частности к системам управляемого оружия с лазерными полуактивными головками самонаведения (ЛПГСН). Способ одновременного наведения управляемых ракет (УР) с ЛПГСН включает определение координат целей с помощью лазерного дальномера - целеуказателя (ЛДЦ) и передачу их в пульт огневой позиции, для каждой УР расчет полетного задания и формирование в нем времени включения лазерного излучения соответствующего ЛДЦ после выстрела, передачу с пульта огневой позиции на УР полетного задания, производство выстрела, установку УР канала цифровой радиосвязи и передачу по нему сигнала для включения лазерного излучения ЛДЦ, автоматическую посылку в ЛДЦ сигнала включения лазерного излучения, наведение каждой УР на цель, подсвеченную лазерным излучением ЛДЦ. При этом при одновременном наведении на близкорасположенные цели при подготовке выстрела каждой УР и соответствующей позиции разведки и целеуказания назначают одинаковый адрес, который запоминают в позиции разведки и целеуказания и вместе с кодом частоты лазерного излучения соответствующего ЛДЦ включают в полетное задание УР. При полете с каждой УР в момент подачи сигнала на включение лазерного излучения соответствующего ЛДЦ по цифровому каналу радиосвязи передают адрес УР и код частоты лазерного излучения соответствующего ЛДЦ, в позиции разведки и целеуказания сравнивают свой адрес с принятыми адресами УР, при совпадении адреса позиции разведки и целеуказания с адресом одной из УР происходит включение лазерного излучения ЛДЦ данной позиции и подсвет цели лазерным излучением с частотой, код которой принят от соответствующей УР. Техническим результатом группы изобретений является обеспечение возможности эффективного поражения нескольких целей, в том числе и близкорасположенных, при одновременном запуске нескольких УР с ЛПГСН, повышение надежности и безопасности пуска УР, осуществление квазизалповой стрельбы, при которой ракеты выпускаются одна за другой с небольшим временным промежутком. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в конструкциях малогабаритных ракет. Бикалиберная ракета содержит отделяемый стартовый двигатель с посадочным гнездом, в которое установлена кормовая часть маршевой ступени с кольцевым насадком, расположенным перед торцом двигателя. Двигатель и кольцевой насадок соединены кольцевыми секторами с выступами, размещенными в трапецеидальных проточках двигателя и кольцевого насадка соответственно. Проточки в поперечном сечении выполнены в форме разносторонних трапеций. Между торцами кольцевых секторов и ответными им поверхностями проточек образованы кольцевые полости. Каждый кольцевой сектор снабжен толкателем в виде штока с пружиной, установленного с возможностью взаимодействия в радиальном направлении с наружной поверхностью выступа кольцевого сектора, размещенного в проточке насадка. Пружина толкателя выполнена пластинчатой и консольно закреплена в передней части кольцевого насадка. Изобретение позволяет повысить надежность работы за счет исключения возможности заклинивания секторов кольца в проточках. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Наверх