Стабилизатор реактивного снаряда
Авторы патента:
Использование: в реактивных снарядах, предназначенных для стрельбы в воздушной и более плотных средах. Сущность изобретения: стабилизатор реактивного снаряда, корпус которого выполнен с продольными пазами, содержит перья, входящие в эти пазы. Каждое перо стабилизатора выполнено с опорной площадкой, ширина которой больше ширины паза в корпусе снаряда, и установлено в корпусе посредством упругого элемента. 3 ил.
Изобретение относится к ракетостроению и может быть использовано в качестве реактивного снаряда.
Известен стабилизатор реактивного снаряда, установленный в продольных пазах корпуса. Недостатком устройства-прототипа является то, что при входе снаряда в вещество с большей плотностью выдвинутые стабилизаторы создают излишнее внешнее сопротивление, приводящее к деформации и поломке последних. Цель изобретения - обеспечение стабилизации снаряда на активном участке полета и возможности складывания перьев при входе снаряда в плотную среду. Сущность изобретения заключается в том, что каждый стабилизатор установлен в корпусе посредством упругого элемента и выполнен с опорной площадкой, при этом ширина опорных площадок больше ширины соответствующего осевого паза. Это позволяет производить запуск снаряда из замкнутых направляющих с убранными перьями стабилизаторов, осуществлять полет на активном участке траектории с выдвинутыми перьями стабилизаторов и при входе в вещество с повышенной плотностью (вода, грунт, твердое материальное тело) перья стабилизаторов под действием возросшего внешнего сопротивления сложатся. На фиг. 1 представлен общий вид устройства; на фиг. 2 - участок хвостового оперения; на фиг. 3 - вид по стрелке А на фиг. 2. Реактивный снаряд имеет установленный на корпусе 1 реактивный двигатель 2, закрепленные на корпусе 1 подвижные стабилизаторы 3, установленные в продольных пазах 4 с возможностью радиального перемещения. Каждый стабилизатор 3 установлен на корпусе посредством упругого элемента 5 и выполнен с опорной площадкой 6, причем ширина последней больше ширины соответствующего продольного паза 4. В исходном состоянии фиксация стабилизаторов 3 осуществляется фиксатором 7, выполненным, например, в виде фигурной скобы. Для обеспечения собственного вращения снаряда в полете продольные пазы могут быть выполнены под углом к продольной оси снаряда 1. . . 3о. Устройство работает следующим образом. Реактивный снаряд устанавливают в замкнутые направляющие, выполненные, например, в виде трубы (не показаны). При воспламенении топлива в реактивном двигателе 2, реактивная струя выбрасывает снаряд из направляющих и одновременно срывает фиксатор 7 со стабилизаторов 3. При этом реактивная струя взаимодействует с опорными площадками 6 стабилизаторов, заставляя их "раскрыться" и встать в рабочее положение. В процессе полета снаряда стабилизаторы 3 обеспечивают аэродинамическую устойчивость и собственное вращение его относительно продольной оси. Опорные площадки 6 перекрывают пазы 3 и не позволяют попадать туда реактивной струе. При входе снаряда в плотную среду (грунт, вода и т. д. ) под действием резко возрастающего внешнего сопротивления стабилизаторы 3 складываются, уменьшая при этом сопротивление движению. На фиг. 2 штриховой линией показано исходное положение стабилизаторов 3. Упругие элементы 5 могут быть выполнены из закаленного тугоплавкого металла или другого материала. При расположении продольных пазов 4 под углом к оси снаряда заставляет также реактивную струю при взаимодействии с опорными площадками 6 (тоже соответственно расположены под тем же углом) закручиваться, также обеспечивая собственное вращение снаряда. (56) Патент США N 3998407, кл. 244/3.28, 1976.Формула изобретения
СТАБИЛИЗАТОР РЕАКТИВНОГО СНАРЯДА, размещенный в корпусе с продольными пазами, содержащий перья, входящие в продольные пазы корпуса и выполненные с опорной площадкой, ширина которой больше ширины соответствующего паза, отличающийся тем, что, с целью обеспечения стабилизации снаряда на активном участке полета и возможности складывания стабилизатора при входе снаряда в плотную среду, в нем каждое перо стабилизатора установлено в корпусе посредством упругого элемента.РИСУНКИ
Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3
Похожие патенты:
Стабилизатор для авиабомб // 66275
Изобретение относится к ракетной технике
Изобретение относится к авиационной технике, а именно к средствам раскладывания аэродинамических поверхностей
Изобретение относится к средствам фиксации складывающихся аэродинамических поверхностей летательного аппарата. Устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей летательного аппарата содержит узел, обеспечивающий прилегание аэродинамических поверхностей к корпусу летательному аппарату, и связанный с ним исполнительный стопорящий механизм, который выполнен в виде пиропривода со штоком-толкателем и закреплен в корпусе. Узел включает контейнер, установленный соосно с зазором в отверстии корпуса. Контейнер снабжен регулировочными гайками, установленными на резьбе на обоих его концах. В полости контейнера закреплены с помощью осей упорный элемент и фиксирующий элемент, который выполнен в виде подпружиненного крюка, конец которого выступает за пределы контейнера с возможностью взаимодействия с аэродинамическими поверхностями в сложенном положении. Упорный элемент выполнен в виде двуплечего рычага, одним плечом контактирующего со штоком-толкателем, а другим - упирающегося в торец корневой части крюка, на котором выполнен выпуклый буртик. Изобретение направлено на повышение надежности эксплуатации. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в реактивных системах залпового огня (РСЗО). Осуществляют наведение пусковой установки (ПУ) в горизонтальной плоскости в направлении на цель, поднимают направляющие с реактивными снарядами (РС) на заданный угол пуска в вертикальной плоскости (ВП), вводят расчетное время (РВ) полета в систему автономной коррекции траектории полета (САКТ) PC по начальному участку траектории, включают твердотопливные ракетные двигатели, осуществляют пуск PC под малым углом в ВП по начальному участку траектории полета (УТП) PC с учётом технических характеристик ПУ и рельефа местности размещения ПУ, осуществляют перевод PC на новую траекторию с большим углом в ВП после истечения РВ с учётом условия необнаружения PC на начальном участке траектории радиолокационной станцией (РЛС) контрбатарейной борьбы (КББ) противника, производят пуск PC с последующим полетом по заданной баллистической траектории, имитирующей запуск PC из фиктивной точки, удаленной от ПУ на безопасное расстояние, исключающее поражение ПУ огнем артиллерии противника по результатам засечки РЛС КББ стартовой позиции РСЗО, управляют углами тангажа и рысканья PC с помощью газодинамических рулей по командам от САКТ PC в зависимости от безопасной высоты полета PC, исключающей обнаружение с помощью РЛС КББ, удаления ПУ от РЛС от линии фронта, минимального угла обзора РЛС КББ в ВП, фиктивного угла пуска, угла пуска PC в ВП, угла вектора скорости PC, поправки к углу пуска PC, скорости полета PC, допустимой перегрузки PC в ВП, ускорения свободного падения, поражают цель. Изобретение позволяет повысить эффективность стрельбы РСЗО. 2 ил.
Изобретение относится к области проектирования малогабаритных импульсных твердотопливных реактивных двигателей (РДТТ), которые находят широкое применение в качестве средств коррекции траектории полета управляемых ракет, снарядов и космических аппаратов. В изобретении предлагаются малогабаритные импульсные двигатели предельно простой конструкции, состоящие из цилиндрической камеры сгорания и дивергентного сопла. В качестве топлива используются смесевые составы на основе ПХА, отформованные в виде цилиндрических шашек без канала прессованием или литьем, и имеющие пористость несколько процентов. Горение топлива осуществляется в режиме низкоскоростной детонации, которая возбуждается с помощью таблетки прессованного гексогена, размещаемой у торца топливной шашки и поджигаемой электровоспламенителем. Это позволяет получить двигатели с крайне малым временем работы менее 2 мс, с высоким удельным импульсом до 260 с, дающие суммарный импульс в диапазоне 80-1000 Н·с. Малое время работы обеспечивает максимальное быстродействие, что вносит минимальные ошибки при выполнении маневров коррекции ракет и снарядов. Предельная простота конструкции, крайне низкие тепловые потери, быстрое воспламенение топлива во фронте волны низкоскоростной детонации и сгорание по всему объему делает новый тип двигателей надежным и безотказным, с минимальным разбросом по удельному импульсу. Простота конструкции также обеспечивает легкость и экономичность производства наряду с высоким качеством. 2 ил.
