Управляемая ракета

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в управляемых ракетах. Управляемая ракета (УР) содержит последовательно телескопически соединенные радиальными винтами с гайками и коническими головками отсеки из цилиндрических тонкостенных оболочек, маршевый двигатель, боевую часть. Коническая головка содержит цилиндрическую поверхность, взаимодействующую с цилиндрическим отверстием одного отсека и конический участок, взаимодействующий с коническим отверстием второго отсека. Ось конического отверстия первого отсека расположена с эксцентриситетом от оси цилиндрического отверстия второго отсека. Изобретение позволяет повысить эффективность УР. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к оборонной технике, в частности к управляемым ракетам, выстреливаемым из трубчатой направляющей, содержащим сборку из двух последовательно телескопически соединенных отсеков, корпуса которых выполнены из тонкостенных оболочек.

Телескопическое соединение широко используется в ракетостроении и применяется практически во всех управляемых ракетах.

Преимуществом данного вида соединения являются малые габариты стыка по сравнению с фланцевыми соединениями, однако в корпусах соединяемых отсеков необходимо выполнять посадочные места с резьбовыми отверстиями под радиальные винты, и в классическом случае телескопического соединения при закручивании винтов получается зазор по посадочным торцам соединяемых отсеков, вследствие чего вся нагрузка при старте и полете ракеты в стыковочном месте приходится на винты.

Характерной особенностью управляемых ракет, выстреливаемых из трубчатых направляющих, является наличие больших стартовых осевых перегрузок, в результате чего возможен срез винтов, что повлечет за собой разрушение ракеты в целом.

Выполнение посадочных мест с резьбовыми отверстиями под винты в корпусах отсеков ведет к увеличению толщины корпуса в месте соединения, что уменьшает внутренний диаметр отсека, через который выполняется установка заряда твердого топлива в маршевом двигателе или заряда взрывчатого вещества корпуса боевой части, соответственно снижая эффективность боевой части и уменьшая диаметр заряда твердого топлива. Использование же тонкостенных оболочек для отсеков маршевого двигателя и боевой части без изготовления резьбовых посадочных мест позволяет по максимуму использовать заданный калибр ракеты в части наполнения ее большим количеством взрывчатого вещества и твердого топлива.

Известна управляемая ракета «Фагот» [Снаряд 9М111(9М111-2). Техническое описание и инструкция по эксплуатации, Военное издательство Министерства обороны СССР, М., 1975, с.11, рис.5], принятая за прототип, в котором данная проблема решена путем установки между двумя отсеками, корпуса которых выполнены в виде тонкостенных оболочек, переходного шпангоута, который телескопически соединен радиальными винтами с каждым из отсеков, на внешней поверхности шпангоута выполнен специальный выступающий буртик, который своими боковыми поверхностями взаимодействует с упорными поверхностями двух отсеков.

Недостатками данного способа сборки двух отсеков, выполненных из тонкостенных оболочек, являются большая длина стыка двух отсеков, необходимость выполнять фактически два телескопических соединения: последовательно первого отсека со шпангоутом и второго отсека со шпангоутом, требование повышенной точности изготовления поверхностей шпангоута, взаимодействующих с внутренними поверхностями оболочек двух отсеков, с целью обеспечения их соосности.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение эффективности ракеты за счет создания надежного телескопического соединения маршевого двигателя и боевой части.

Решение поставленной задачи достигается тем, что в управляемой ракете, выстреливаемой из трубчатой направляющей, содержащей сборку из последовательно соединенных двух отсеков, преимущественно маршевого двигателя и боевой части, цилиндрические тонкостенные оболочки соединены телескопически без выполнения резьбовых отверстий. В первом отсеке выполнено коническое отверстие под головку винта, во втором - цилиндрическое отверстие. Соединение выполнено радиальными винтами с конической головкой, на конической головке выполнена цилиндрическая поверхность, взаимодействующая с цилиндрической поверхностью второго отсека, а коническим участком с коническим отверстием первого отсека.

Для обеспечения прочности стыка к воздействию осевых перегрузок расстояние от конического отверстия первого отсека до его упорной поверхности выполнено больше расстояния от цилиндрического отверстия до упорной поверхности второго отсека, а радиальные винты размещены в одной плоскости с соединяемыми отсеками.

В частном случае радиальные винты своей резьбовой частью взаимодействуют с резьбовой поверхностью гайки, установленной на внутренней поверхности второго отсека.

Во втором частном случае резьбовая часть радиальных винтов взаимодействует с радиальными резьбовыми отверстиями, выполненными в кольцевой детали, свободно установленной внутри второго отсека.

Таким образом, головка винта одновременно взаимодействует с обеими оболочками отсеков, обеспечив надежный контакт отсеков по их торцам.

Предлагаемое техническое решение поясняется графическим материалом (Фиг.1-4).

На Фиг.1 изображена ракета, содержащая сборку из двух отсеков 1 и 3 (маршевого двигателя и боевой части соответственно), корпуса которых выполнены из тонкостенных оболочек, соединенные радиальными винтами 2.

В первом корпусе выполнено посадочное место под установку на нем второго корпуса. Сборка двух отсеков осуществляется посредством установки радиальных винтов 2, взаимодействующих с коническим и цилиндрическим отверстием отсека 3 и 1 соответственно, а резьбовой частью с резьбовой частью гайки 4, которая свободно установлена на внутренней поверхности отсека 3 (Фиг.3).

При этом расстояние b от торца посадочного места первого корпуса до оси конического отверстия больше расстояния а от торца второго корпуса до оси цилиндрического отверстия (Фиг.2). Это позволяет при завинчивании винтов обеспечить натяг по поверхностям Г (по упорным поверхностям первого и второго отсеков, по конической и цилиндрической поверхностям отверстий и винтов, а по остальным поверхностям обеспечивается зазор) (Фиг.3).

При этом наличие натягов по поверхностям Г обеспечивает более надежное соединение отсеков и нагрузки, действующие на ракету при старте в месте стыка, приходятся уже на упорные поверхности соединяемых отсеков.

Однако при сборке двух отсеков управляемой ракеты возникает сложность в установке гаек внутри отсека, поэтому предлагается завинчивать винты в резьбовые отверстия кольцевой детали, установленной внутри второго отсека (Фиг.4).

Предложенное техническое решение позволяет обеспечить надежное соединение двух отсеков, корпуса которых выполнены из тонкостенных оболочек, без использования дополнительного шпангоута, увеличивающего длину стыка, уменьшить количество стыковочных мест за счет разгрузки винтов от стартовых перегрузок, повысить эффективность ракеты за счет уменьшения длины соединения двух отсеков, тем самым освобождая место под заряд твердого топлива и взрывчатое вещество, тем самым увеличивая дальность полета и эффективность боевой части.

1. Управляемая ракета, выстреливаемая из трубчатой направляющей, содержащая сборку из последовательно соединенных отсеков, преимущественно маршевого двигателя и боевой части, корпуса которых выполнены из цилиндрических тонкостенных оболочек, телескопически соединенных радиальными винтами с конической головкой, отличающаяся тем, что на конической головке винтов выполнена цилиндрическая поверхность, взаимодействующая с цилиндрическим отверстием одного из отсеков, а коническим участком - с коническим отверстием второго отсека, причем расстояние от оси конического отверстия первого отсека до его упорной поверхности выполнено больше расстояния от оси цилиндрического отверстия до упорной поверхности второго отсека, а радиальные винты размещены в одной плоскости с соединяемыми отсеками.

2. Управляемая ракета по п.1, отличающаяся тем, что резьбовая часть радиальных винтов взаимодействует с резьбовой поверхностью гайки, установленной на внутренней поверхности второго отсека

3. Управляемая ракета по п.1, отличающаяся тем, что резьбовая часть радиальных винтов взаимодействует с радиальными резьбовыми отверстиями, выполненными в кольцевой детали, свободно установленной внутри второго отсека.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к блокам системы управления для реактивных снарядов. Блок системы управления реактивного снаряда содержит корпус с оживальной частью, раскладывающиеся в полете аэродинамические рули с приводами и блоком управления, смонтированные на оживальной части.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в ракетном вооружении. Управляемая ракета содержит головной отсек, присоединенный к другому отсеку винтами и элементом крепления в виде кольца прямоугольного сечения с дугообразными зацепами с внутренней цилиндрической поверхности и выступами на торцевой поверхности.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетным частям со стабилизатором реактивных снарядов. Ракетная часть со стабилизатором реактивного снаряда содержит корпус с многосопловым блоком и раскрывающийся стабилизатор с лопастями.

Изобретение относится к области ракетной техники и предназначено для применения в ракетах, запускаемых из транспортно-пускового контейнера. Конструкция узла механизма удержания представляет собой кронштейн, на котором смонтированы упор, флажок, тандер и зацеп, размещенный на оси вращения в передней части кронштейна механизма удержания.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к управляемым ракетам. Управляемая ракета содержит корпус с симметрично размещенными на нем основными органами управления - аэродинамическими поверхностями и рулями, а также гаргрот.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к управляемым пулям. Управляемая пуля содержит балансировочный груз, стабилизирующие элементы, аэродинамические органы управления, блок привода органов управления и систему управления по лучу, включающую фотоприемник и бортовую аппаратуру.

Группа изобретений относится к области ракетной техники и может быть использована в атмосферных ракетах, в частности в управляемых бикалиберных ракетах. Бикалиберная ракета содержит ракетный двигатель твердого топлива.

Изобретение относится к ракетному вооружению, в частности к области малогабаритных управляемых снарядов. Управляемый снаряд выполнен по аэродинамической схеме «утка».

Изобретение относится к ракетной технике и касается использования в реактивных снарядах систем залпового огня. Ракетная часть реактивного снаряда содержит корпус с теплозащитным покрытием и блок стабилизаторов.

Изобретение относится к способам поражения подводных целей. Способ поражения подводных целей заключается в доставке отделяемой боевой части подводного действия к району расположения цели, отделении боевой части на конечном участке траектории полета и ее задействовании после приводнения.

Изобретение относится к ракетному вооружению, в частности к области малогабаритных управляемых снарядов. Управляемый снаряд выполнен по аэродинамической схеме «утка». Снаряд с одноканальной системой управления и вращающийся по крену. Снаряд содержит маршевый двигатель, руль в одной плоскости и стабилизатор с расположением неподвижных несущих поверхностей по Х-образной схеме относительно плоскости консолей руля. На головной части корпуса управляемого снаряда в плоскости, перпендикулярной плоскости консолей руля, установлены пилоны. Неподвижные консоли пилонов в поперечной плоскости расположены под углом 45…60 градусов относительно консолей стабилизатора. Консоли пилона по геометрической форме в плане выполнены подобно консолям руля с соотношением площадей пилона и руля как 0,5…1,0. Отношение площадей консоли пилона и консоли стабилизатора выполнено как 0,05…0,1. Достигается повышение эффективности управления, улучшение баллистических и динамических характеристик снаряда. 2 ил.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в крылатых ракетах. Вращающаяся двухступенчатая крылатая ракета (КР) с пятью степенями свободы пространственного движения содержит корпус, стабилизированный по шестой степени свободы вращением, в виде фигуры вращения с крыльями, рулями и активной аэродинамической насадкой, одноканальную систему управления, рулевой привод, отделяемый стартовый ускоритель с аксиальным турбореактивным двигателем с газодинамической насадкой, маршевую ступень с n-канальной системой формирования подъемной силы в режиме вращения и малогабаритным одноразовым турбореактивным двигателем со складывающимся воздухозаборником, головку самонаведения. Изобретение позволяет упростить управление и стабилизацию КР, снизить вес и габариты КР. 2 ил.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в управляемых ракетах. Управляемая ракета содержит корпус, аэродинамические крылья и рули, гаргрот, размещенный вдоль корпуса в развале рулей и крыльев. Размах крыльев, в развале которых размещен гаргрот, меньше размаха остальных крыльев. Изобретение позволяет повысить точность наведения на цель. 1 ил.

Изобретение относится к реактивной технике и может быть использовано при старте летательных аппаратов (ЛА). Размещают ЛА в пусковой установке (ПУ), или транспортно-пусковом стакане ПУ, или частично в ТПС ПУ с внешним расположением реактивных сопел, или транспортно-пусковом контейнере (ТПК), или ТПК шахтной ПУ, закрепляют стартовую двигательную установку (СДУ) в носовой части ЛА, частично выдвигают ЛА, запускают СДУ, формируют тягу двумя реактивными соплами, расположенными на боковой поверхности СДУ под углом к продольной оси ЛА, защищают в процессе разгона переднюю часть ЛА обтекателем, закреплённым на СДУ, отделяют СДУ с помощью силы тяги. Изобретение позволяет уменьшить массу конструкции ЛА, стартовую нагрузку ПУ и упростить конструкцию ПУ. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

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 позволяет эффективно поражать высотные цели. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

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). В процессе полета ЛА определяют его текущие координаты. Включают их в информационные пакеты телеметрической информации, которую считывают с функциональных блоков ЛА и преобразуют в двоичный код. Сформированные информационные пакеты излучают в направлении наземного приемного пункта (НПП). Осуществляют прием и обработку переданной информации в НПП в режиме реального времени. По полученным координатам ЛА рассчитывают направление на ЛА, с которым совмещают ось диаграммы направленности антенны НПП. Система испытаний ЛА с телеметрической системой регистрации основных параметров содержит установленные на ЛА функциональные блоки, аппаратуру управления, бортовой телеметрический передающий модуль (БТПМ), аппаратуру спутниковой навигации. Наземная аппаратура телеметрической системы регистрации содержит НПП с антенной, пульт управления, вычислитель, привод наведения, соединенные определенным образом. Обеспечивается устойчивый прием телеметрической информации с борта ЛА. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

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. Ракета (1) расположена в ТПК (2), имеющем цилиндрическую (3) и коническую (4) части направляющей поверхности. Опорные элементы передней части маршевой ступени ракеты выполнены в виде единой конической поверхности с углом конуса, обеспечивающим максимальной длину контакта конической опорной поверхности ракеты с конической направляющей поверхностью передней части ТПК. Достигается снижение нагрузок на ракету и ТПК при старте, уменьшение аэродинамического сопротивления маршевой ступени ракеты в полете и увеличение миделя ракеты в пределах ограничения внутреннего диаметра ТПК. 2 ил.

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. Цилиндр, выполненный в виде силовой оболочки, выполненной в виде вафельной конструкции, заполнен монотопливом и содержит пиротехнические элементы и поршень, выполненный в виде негерметичной оболочки, сопряженной с герметичным днищем с четырехкамерным ЖРД в виде двух пар камер, из армированного углепластика или углерод-углеродного композиционного материала, со степенями расширения, и содержит два пояса-уплотнения в виде эластичного кольца с магнитным кольцом в виде набора постоянных магнитов. Четырехкамерный ЖРД содержит рулевые приводы, сдвижные телескопические сопловые насадки, клапаны отключения подачи монотоплива. Осуществляют расход активной массы в виде монотоплива и пассивной массы ракеты в виде оболочки цилиндра, после включения ЖРД по команде от СУ задействуют кольцевой пиротехнический элемент на шпангоуте для обеспечения возможности перемещения поршня относительно цилиндра, подают команды на пиротехнические элементы, отделяют освободившиеся кольцевые элементы цилиндра, отделяют от ракеты пару камер ЖРД в момент времени, зависящий от дальности полёта ракеты, тяги ЖРД, массоцентровочной характеристики ракеты, текущего времени полёта ракеты, времени отделения пары камер сгорания в зависимости от степени расширения, подают команду и включают систему наддува цилиндра для полной выработки монотоплива. Изобретение позволяет повысить тактико-технические характеристики ракеты. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 7 ил.

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. На наземном приемном пункте установлена аппаратура телеметрической системы регистрации, которая содержит пульт управления, вычислитель, привод наведения, соединенные определенным образом. Обеспечивается устойчивый прием телеметрической информации с борта ЛА при больших дальностях полета и сложных профилях его траектории. 1 ил.

Изобретение относится к управляемым вращающимся ракетам. Малогабаритная управляемая вращающаяся ракета содержит электронную аппаратуру управления, органы управления и инерциальный измерительный модуль. Инерциальный измерительный модуль содержит три микромеханических гироскопа (ММГ) и двухосный датчик линейных ускорений (ДЛУ), размещенные на общей плате, установленной перпендикулярно продольной оси X вращения ракеты. Электронная аппаратура управления содержит микроконтроллер предварительной обработки и пересчета сигналов трех ММГ и двухосного ДЛУ в сигналы, соответствующие поперечным осям Y и Z, и энергонезависимое перепрограммируемое запоминающее устройство для хранения калибровочных коэффициентов. Техническим результатом изобретения является повышение точности наведения и увеличение дальности стрельбы управляемой ракетой. 2 ил.
Наверх