МОДЕЛЬ РАКЕТЫ "КОНСТА" Российский патент 1994 года по МПК A63H27/26 

Описание патента на изобретение RU2019243C1

Изобретение относится к технике летательных аппаратов с реактивной тягой, в частности к моделям ракет, и может быть использовано в небольших ракетах, а также в спортивном ракетомоделизме.

Известна модель ракеты, содержащая обтекатель, корпуса первой и второй ступеней, снабженные двигателями. Корпуса первой и второй ступеней соединены с возможностью разделения в полете.

Недостатком известного технического решения является малая статическая устойчивость, поскольку центр тяжести модели смещен в сторону центра давления за счет значительных масс двигателей обеих ступеней.

Известна также модель ракеты, содержащая обтекатель, корпуса первой и второй ступеней, снабженные двигателями, и средство разделения ступеней, выполненное в виде взрывного заряда, связанного с двигателем первой и/или второй ступени.

Недостатком известного технического решения является малая статическая устойчивость, так как за счет значительных масс двигателей обеих ступеней центр тяжести смещается к центру давления (или за центр давления). При этом требуется смещать центр тяжести в сторону обтекателя, для чего в головной части модели устанавливают дополнительный груз. В результате увеличивается общая масса летательного аппарата, что уменьшает дальность полета и другие летно-тактические характеристики.

Целью изобретения является устранение указанных недостатков, а именно - повышение летно-тактических характеристик путем регулирования положения центра тяжести при разделении ступеней.

Поставленная цель достигается тем, что в модели ракеты, содержащей обтекатель, корпуса первой и второй ступеней, снабженные двигателями, и средство разделения ступеней, выполненное в виде взрывного заряда, связанного с двигателем первой и/или второй ступеней, согласно изобретению, двигатель второй ступени установлен с возможностью скольжения относительно корпуса и кинематически связан с двигателем первой ступени, при этом в корпусе второй ступени установлены посредством шарниров подпружиненные упоры с фиксированием их в горизонтальном положении для передачи усилия тяги двигателя на корпус, а в донной части корпуса второй ступени свободно установлена заглушка, в полости которой размещен взрывной заряд.

Кроме того, двигатели первой и второй ступеней связаны посредством стержневых элементов, причем двигатель второй ступени выполнен с выступами, предназначенными для взаимодействия со стержневыми элементами.

Сравнение предлагаемого технического решения с прототипом показывает, что оно соответствует критерию "новизна".

Поиск и анализ известных технических решений в данной области техники не позволили обнаружить признаки, сходные с отличительными признаками предлагаемого решения. Это позволяет сделать вывод, что предлагаемое техническое решение соответствует критерию "существенные отличия".

На фиг. 1 схематически изображена предлагаемая модель ракеты, разрез; на фиг. 2 - сечение А-А на фиг. 1; на фиг. 3 - сечение Б-Б на фиг. 1; на фиг. 4 - сечение В-В на фиг. 1; на фиг. 5 - кинематическая связь двигателей.

Модель ракеты содержит головной обтекатель 1, корпуса первой 2 и второй 3 ступеней. В корпусе 2 первой ступени жестко установлен двигатель 4, кинематически связанный с двигателем 5 второй ступени. Эта связь осуществлена посредством стержневых элементов 6, которые жестко соединены с двигателем 4 или корпусом 2, а с двигателем 5 элементы 6 соединены с возможностью разделения (по "скользящей" посадке). При этом стержневые элементы 6 взаимодействуют с выступом 7, выполненным у двигателя 5, за счет чего двигатель 5 удерживается во время полета в необходимом положении, и этим обеспечивается смещение центра тяжести вперед относительно центра давления, что повышает статическую устойчивость. В корпусе 3 второй ступени установлены посредством шарниров 8 подпружиненные упоры 9. Пpи перемещении двигателя 5 в донную часть корпуса второй ступени упоры 9 принимают горизонтальное положение и фиксируются, при этом упорами 9 осуществляется передача усилия тяги двигателя 5 на корпус 3 второй ступени. Места крепления упоров 9 в корпусе 3 выбираются из условия безлюфтовой установки двигателя 5 в донной части второй ступени. Для обеспечения центрирования двигателя 5 в корпусе второй ступени размещены стрингеры 10.

В донной части корпуса 3 второй ступени свободно установлена заглушка 11, в полости которой размещен взрывной заряд 12, обеспечивающий разделение ступеней и который может быть связан с одним или обоими двигателями 4 и 5. Воспламенение двигателя второй ступени во время полета модели ракеты может осуществляться традиционными способами (командой по радио, огневым шнуром и т.п.). Донная часть корпуса 3 ограничена шпангоутом 13.

Предлагаемая модель ракеты работает следующим образом.

В процессе полета модели ракеты при работающем двигателе 4 первой ступени, двигатель 5 второй ступени находится в крайнем верхнем положении, при этом центр тяжести всей модели ракеты смещен к носовой части относительно центра давления. Причем величина этого смещения значительно больше расстояния между центрами тяжести и давления при традиционных компоновочных схемах моделей ракет, что характеризует предлагаемую модель ракеты более статически устойчивой на участке полета с работающим двигателем первой ступени. Воспламеняя взрывной заряд 12, осуществляют разделение ступеней модели ракеты. При этом от действия взрывного заряда двигатель 4 совместно с корпусом 2 первой ступени отделяется от второй ступени. За счет того, что двигатель 4 и двигатель 5 кинематически связаны посредством стержневых элементов 6, при разделении ступеней двигатель 5 перемещается в крайнее положение в донной части корпуса 3 второй ступени. При этом упоры 9 устанавливаются в горизонтальное положение и тяговое усилие от двигателя 5 передается на корпус второй ступени через эти упоры. Заглушка 11 отделяется при воспламенении двигателя 5.

Так как при разделении ступеней происходит развесовка модели ракеты (отделение первой ступени) и перемещение двигателя 5 в донную часть корпуса второй ступени, центр тяжести модели ракеты смещается от исходного положения незначительно, т.е. статическая устойчивость модели ракеты практически остается на исходном уровне. В конечном итоге, это позволяет повысить летно-тактические характеристики летательного аппарата.

Использование предлагаемого технического решения позволяет повысить летно-тактические характеристики, в частности дальность и точность полета модели ракеты. Кроме того, за счет повышения статической устойчивости в целом, повышается безопасность полетов на начальном участке траектории полета.

Похожие патенты RU2019243C1

название год авторы номер документа
Модель управляемой многоразовой ракеты 2019
  • Кириллов Константин Юрьевич
  • Филиппов Максим Сергеевич
  • Герус Антон Андреевич
RU2697221C1
Баллистическая платформа с анти-противоракетами 2017
  • Староверов Николай Евгеньевич
RU2646183C1
УСТРОЙСТВО СТАБИЛИЗАЦИИ АВИАЦИОННОЙ КРЫЛАТОЙ РАКЕТЫ 2006
  • Мельников Валерий Юрьевич
  • Натаров Борис Николаевич
  • Хомяков Михаил Алексеевич
  • Шумов Юрий Васильевич
RU2315261C2
МНОГОРАЗОВЫЙ УСКОРИТЕЛЬ ПЕРВОЙ СТУПЕНИ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ НА БАЗЕ УНИФИЦИРОВАННОГО РАКЕТНОГО БЛОКА 2012
  • Кузин Анатолий Иванович
  • Лехов Павел Анатольевич
  • Семенов Александр Иванович
  • Корнакова Людмила Вадимовна
  • Мамин Владимир Васильевич
  • Альдяков Анатолий Анатольевич
RU2492123C1
ПУСКОВОЕ УСТРОЙСТВО 2015
  • Гулин Дмитрий Анатольевич
RU2627861C2
КРЫЛАТАЯ РАКЕТА В ТРАНСПОРТНО-ПУСКОВОМ КОНТЕЙНЕРЕ 2001
  • Артамасов О.Я.
  • Белюстин Л.В.
  • Ефремов Г.А.
  • Леонов А.Г.
  • Мельников В.Ю.
  • Хомяков М.А.
  • Царев В.П.
RU2215981C2
РАДИОУПРАВЛЯЕМАЯ ЗЕНИТНАЯ РАКЕТА 2001
  • Шипунов А.Г.
  • Кузнецов В.М.
  • Капустин А.С.
  • Шабловский В.И.
  • Махонин В.В.
RU2184343C1
МНОГОРАЗОВЫЙ УСКОРИТЕЛЬ ПЕРВОЙ СТУПЕНИ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ 1999
  • Киселев А.И.
  • Медведев А.А.
  • Труфанов Ю.Н.
  • Радугин И.С.
  • Кузнецов Ю.Л.
  • Панкевич А.А.
  • Набойщиков Г.Ф.
  • Ушаков В.М.
RU2148536C1
Бикалиберная ракета (варианты) 2016
  • Карпов Михаил Владимирович
  • Кузнецов Владимир Маркович
  • Жуков Владимир Петрович
  • Еремин Сергей Николаевич
RU2616206C1
РАКЕТА 2002
  • Шипунов А.Г.
  • Бабичев В.И.
  • Филиппов В.В.
  • Колоницкий Е.К.
  • Павлов А.М.
RU2202761C1

Иллюстрации к изобретению RU 2 019 243 C1

Реферат патента 1994 года МОДЕЛЬ РАКЕТЫ "КОНСТА"

Использование: в спортивном ракетомоделизме. Сущность изобретения: модель ракеты содержит обтекатель 1, корпуса первой 2 и второй 3 ступеней, снабженные двигателями 4 и 5, причем эти двигатели кинематически связаны посредством стержневых элементов 6, а двигатель 5 установлен с возможностью скольжения относительно корпуса второй ступени 3, внутри которого посредством шарниров установлены подпружиненные упоры 9 для передачи усилия тяги двигателя на корпус. В донной части корпуса 3 установлена заглушка 11, у которой со стороны двигателя 4 размещен взрывной заряд 12. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Формула изобретения RU 2 019 243 C1

1. Модель ракеты, содержащая обтекатель, корпуса первой и второй ступеней, снабженные двигателями, и средство разделения ступеней, выполненное в виде взрывного заряда, отличающаяся тем, что, с целью повышения летно-тактических характеристик путем регулирования положения центра тяжести при разделении ступеней, двигатель второй ступени установлен с возможностью скольжения относительно корпуса второй ступени и кинематически связан посредством силовых элементов с двигателем и/или корпусом первой ступени, при этом в корпусе второй ступени установлены посредством шарниров подпружиненные упоры с возможностью их фиксирования в горизонтальном положении для передачи усилия тяги двигателя на корпус, а в донной части корпуса второй ступени свободно установлена заглушка, в полости которой со стороны двигателя первой ступени размещен взрывной заряд. 2. Модель ракеты по п.1, отличающаяся тем, что силовые элементы выполнены в виде стержней, жестко соединенных с двигателем и/или корпусом первой ступени, а двигатель второй ступени выполнен с выступом для опирания на концевые части стержней.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 1994 года RU2019243C1

Кротов И.В
Модели ракет изд."ДОСААФ", М.1979., с.28, рис.9.

RU 2 019 243 C1

Авторы

Девяткин С.П.

Даты

1994-09-15Публикация

1990-11-02Подача