RU2422760C1 - Бикалиберная управляемая ракета - Google Patents
Бикалиберная управляемая ракета Download PDFInfo
- Publication number
- RU2422760C1 RU2422760C1 RU2010109728/11A RU2010109728A RU2422760C1 RU 2422760 C1 RU2422760 C1 RU 2422760C1 RU 2010109728/11 A RU2010109728/11 A RU 2010109728/11A RU 2010109728 A RU2010109728 A RU 2010109728A RU 2422760 C1 RU2422760 C1 RU 2422760C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- damper
- collet
- locking device
- missile
- piston
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Vibration Dampers (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетной технике. Бикалиберная ракета содержит отделяемый стартовый двигатель, соединенный с кормовой частью маршевой ступени замковым устройством, включающим в себя конический кольцевой насадок, цангу со штоком, установленным внутри нее с возможностью фиксации лепестков цанги, пиропривод с поршнем, выполненным с возможностью взаимодействия со штоком, и демпфер из легкодеформируемого материала. Замковое устройство установлено перпендикулярно оси ракеты. Конический кольцевой насадок выполнен из двух полуколец, в одном из которых закреплена цанга с размещенным в ее донной части демпфером из легкодеформируемого материала, в другом закреплен пиропривод, поршень которого через шток оперт на демпфер. Демпфер выполнен в виде конического крешера. Повышается надежность бикалиберной управляемой ракеты за счет увеличения быстродействия замкового устройства и исключения ударных нагрузок на маршевую ступень в момент разделения. 3 ил.
Description
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в малогабаритных высокоскоростных ракетных выстрелах.
В конструкции многих ракет, преимущественно зенитных, для обеспечения высокой скорости полета на разгонном участке траектории применяют стартовый ракетный двигатель, имеющий тандемное расположение и больший калибр (бикалиберная схема), который после выгорания топлива отделяется от маршевой ступени ракеты с помощью узла расстыковки.
Одним из основных требований, предъявляемых к конструкции ракеты, является жесткое соединение маршевой ступени с двигателем на разгонном участке и отсутствие возмущений, действующих на маршевую ступень управляемой ракеты в процессе их разделения.
Известна конструкция бикалиберной управляемой ракеты (патент РФ №2127418, кл. МПК6 F42В 15/00), в которой маршевая ступень и стартовый двигатель соединены коническим кольцевым насадком длиной не менее 1,3 калибра маршевой ступени с узлом расфиксации, расположенном в заднем торце маршевой ступени. В данной конструкции по окончании работы стартового двигателя срабатывает узел расфиксации, и маршевая ступень под действием разности тормозных усилий от набегающего потока начинает движение своей кормовой части относительно кольцевого насадка, после выхода из которого отделяется от стартового двигателя.
Описанная конструкция, применительно к ракетам с большими скоростями полета, обладает следующими существенными недостатками:
- при срабатывании узла расстыковки (любого принципа действия) аппаратура ракеты испытывает значительную ударную нагрузку, достигающую 1500 g, которая может вывести из строя систему управления;
- после разделения маршевая ступень, имеющая меньшую массу и запас устойчивости, чем ракета в целом до разделения, совершает резкий угловой поворот, увеличивающий угол атаки. Изменение положения центра масс и центра давления при разделении ступеней ракеты может привести к нутации маршевой ступени выше допустимой и соответственно к потере ракеты.
Наиболее близким техническим решением, принятым за прототип, является узел разделения корпуса с отделяемой опорой (патент РФ №2066833, кл. МПК6 F42В 15/00). Данная конструкция состоит из замкового устройства, включающего в себя цангу со штоком, установленным внутри нее с возможностью фиксации лепестков цанги, пиропривод с поршнем, выполненным с возможностью взаимодействия со штоком, и демпфер из легкодеформируемого материала. Указанное устройство, решая задачу повышения надежности работы и снижения ударных нагрузок, не позволяет значительно уменьшить время разделения ступеней ракеты. Кроме того, наличие нескольких зазоров между движущимися элементами в сочетании с их продольным перемещением не позволяет исключить механическое воздействие на бортовые системы маршевой ступени, возникающее в процессе разделения ступеней ракеты.
Целью предполагаемого изобретения является повышение надежности управляемой ракеты за счет увеличения быстродействия замкового устройства и исключения ударных нагрузок на маршевую ступень в момент разделения.
Указанная цель достигается тем, что в бикалиберной ракете, содержащей отделяемый стартовый двигатель, соединенный с кормовой частью маршевой ступени замковым устройством, включающим в себя конический кольцевой насадок, цангу со штоком, установленным внутри нее с возможностью фиксации лепестков цанги, пиропривод с поршнем, выполненным с возможностью взаимодействия со штоком, и демпфер из легкодеформируемого материала. Замковое устройство расположено перпендикулярно оси ракеты, а конический кольцевой насадок выполнен из двух полуколец, в одном из которых закреплена цанга с размещенным в ее донной части демпфером из легкодеформируемого материала, в другом установлен пиропривод, поршень которого через шток оперт на демпфер, причем демпфер выполнен в виде конического крешера.
Сущность изобретения поясняется чертежами.
На фиг.1 - изображен общий вид ракеты в исходном положении.
На фиг.2 - взаимное положение частей ракеты после разделения.
На фиг.3 - сечение замкового устройства.
Предлагаемая бикалиберная ракета состоит из маршевой ступени 1 и стартового двигателя 2, жестко соединенных посредством замкового устройства 3, расположенного перпендикулярно оси ракеты. Замковое устройство содержит кольцевой конический насадок, состоящий из двух полуколец 4 и 5. Насадок снабжен внутренними коническими выступами 6 и 7, размещенными в ответных проточках 8 и 9 маршевой ступени и двигателя соответственно. В полукольце 4 установлена цанга 10, в донной части которой размещен демпфер 11, выполненный в виде конического крешера. Шток 12, фиксирующий лепестки цанги, поджат к крешеру втулкой 13 тарированным моментом затяжки. В полукольце 5 установлен пиропривод 14 с поршнем 15, взаимодействующим со штоком. Пиропривод с поршнем заключены в стакан 16, охватывающий лепестки цанги.
Работа устройства осуществляется следующим образом.
По окончании работы стартового двигателя срабатывает пиропривод 14, пороховые газы которого воздействуют на поршень 15. Поршень, взаимодействуя со штоком 12, выводит его из зацепления с лепестками цанги 10. Одновременно с этим происходит деформация крешера 11 и освобождение лепестков цанги, в результате чего осуществляется разделение полуколец 4 и 5.
Проведенные эксперименты показали, что использование предлагаемой конструкции существенно повышает надежность бикалиберной управляемой ракеты за счет расположения замкового устройства перпендикулярно оси ракеты, что исключает воздействие ударных нагрузок на бортовую аппаратуру маршевой ступени при его срабатывании.
Кроме того, разделение полуколец замкового устройства происходит за счет деформации конического крешера при освобождении лепестков цанги практически мгновенно (2-3 мкс), что исключает возможную нутацию маршевой ступени.
Claims (1)
- Бикалиберная управляемая ракета, содержащая отделяемый стартовый двигатель, соединенный с кормовой частью маршевой ступени замковым устройством, включающим в себя конический кольцевой насадок, цангу со штоком, установленным внутри нее с возможностью фиксации лепестков цанги, пиропривод с поршнем, выполненным с возможностью взаимодействия со штоком, и демпфер из легкодеформируемого материала, отличающаяся тем, что замковое устройство расположено перпендикулярно оси ракеты, а конический кольцевой насадок выполнен из двух полуколец, в одном из которых закреплена цанга с размещенным в ее донной части демпфером из легкодеформируемого материала, а в другом установлен пиропривод, поршень которого через шток оперт на демпфер, причем демпфер выполнен в виде конического крешера.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010109728/11A RU2422760C1 (ru) | 2010-03-15 | 2010-03-15 | Бикалиберная управляемая ракета |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010109728/11A RU2422760C1 (ru) | 2010-03-15 | 2010-03-15 | Бикалиберная управляемая ракета |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2422760C1 true RU2422760C1 (ru) | 2011-06-27 |
Family
ID=44739312
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2010109728/11A RU2422760C1 (ru) | 2010-03-15 | 2010-03-15 | Бикалиберная управляемая ракета |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2422760C1 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2569995C1 (ru) * | 2014-11-17 | 2015-12-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) | Бикалиберная управляемая ракета |
RU2657300C1 (ru) * | 2017-08-14 | 2018-06-13 | Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Бикалиберная ракета |
-
2010
- 2010-03-15 RU RU2010109728/11A patent/RU2422760C1/ru active
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2569995C1 (ru) * | 2014-11-17 | 2015-12-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) | Бикалиберная управляемая ракета |
RU2657300C1 (ru) * | 2017-08-14 | 2018-06-13 | Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Бикалиберная ракета |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US8173946B1 (en) | Method of intercepting incoming projectile | |
US3167016A (en) | Rocket propelled missile | |
US3749334A (en) | Attitude compensating missile system | |
US4135686A (en) | Device for starting rocket-driven missiles | |
RU2422760C1 (ru) | Бикалиберная управляемая ракета | |
RU2401413C1 (ru) | Способ отделения разгонного двигателя бикалиберной ракеты и ракета для его реализации | |
WO2012037020A1 (en) | Projectile and method that include speed adjusting guidance and propulsion systems | |
US3438303A (en) | System including a tubular launching tube and a rocket provided with an outer auxiliary launching charge | |
RU2686546C1 (ru) | Бронебойный активно-реактивный снаряд | |
US9169806B2 (en) | Propulsion system for flying machine, particularly for a missile | |
RU2462686C2 (ru) | Способ увеличения дальности полета снаряда (варианты) и устройство для его реализации | |
US3705550A (en) | Solid rocket thrust termination device | |
RU2631958C1 (ru) | Реактивный двигатель, способ стрельбы реактивным боеприпасом и реактивный боеприпас | |
RU2569995C1 (ru) | Бикалиберная управляемая ракета | |
RU2579409C1 (ru) | Способ поражения надводных и наземных целей гиперзвуковой крылатой ракетой и устройство для его осуществления | |
RU2459176C1 (ru) | Многофункциональный отсек разделения реактивных снарядов | |
US10030951B2 (en) | Drag reduction system | |
RU2551181C2 (ru) | Способ получения дополнительного импульса тяги ракеты и межступенчатый ускоритель для его осуществления (варианты) | |
RU2657300C1 (ru) | Бикалиберная ракета | |
RU2496087C1 (ru) | Управляемая пуля | |
RU2222771C1 (ru) | Ракета | |
RU2805438C1 (ru) | Стартовый блок ракеты | |
RU2526725C1 (ru) | Способ стрельбы пулей и комплекс вооружения, реализующий его | |
RU2790656C1 (ru) | Сверхзвуковой управляемый реактивный снаряд | |
RU2754475C1 (ru) | Гиперзвуковой реактивный снаряд |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20140527 |