УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА Российский патент 2010 года по МПК F42B15/00 

Описание патента на изобретение RU2393421C1

Изобретение относится к оборонной технике, в частности к малогабаритным управляемым ракетам, оснащенным маршевым твердотопливным реактивным двигателем с пристыкованной к нему боевой частью, корпус которой выполнен из тонкостенной алюминиевой оболочки.

Компоновка управляемой ракеты, содержащая маршевый двигатель и боевую часть, расположенную последовательно за маршевым двигателем, подразумевает установку маршевого двигателя 1 (Фиг.1) с боковыми соплами 2 для обеспечения стыковки с другими отсеками ракеты (в частности, с боевой частью 3).

Управляемая ракета в полете должна выдерживать нагрузки, возникающие при старте, в результате действия аэродинамических сил, а также тепловые нагрузки при воздействии высокотемпературных газов, исходящих из сопел маршевого двигателя.

Истечение высокотемпературных газов из боковых сопел маршевого двигателя (Фиг.3) действует на корпус боевой части ракеты и вызывает нагрев. В случае тонкостенной оболочки возможен прогар конструкции, что приводит к разрушению боевой части и ракеты в целом, а также к попаданию горячих газов внутрь отсека и выгоранию электрических кабелей.

Известна малогабаритная управляемая ракета с боковыми соплами, выбранная в качестве аналога «I′АС3G-МР» (в дальнейшем получившего название «TRIGAT-MR») [Air & Cosmos, № 1191, 21 MAI, p.3], в которой эти технические проблемы решены за счет выполнения в месте выходного сечения сопла окна, размеры которого существенно больше размеров выходного сечения сопла. Размеры этого окна выполнены таким образом, что исключается возможность попадания горячих газов, истекающих из сопел на корпус ракеты.

Недостатком данной конструкции является пониженная прочность корпуса ракеты, в котором выполнено указанное окно. Для ее повышения необходимо увеличивать толщину стенок корпуса, что автоматически приводит к увеличению массы ракеты в целом. Также наличие такой конструкции приводит к увеличению лобового сопротивления ракеты.

Известна малогабаритная управляемая ракета «Метис-М», принятая за прототип [Jane's Infantry Weapon 2006-2007, p.473-474]. Эта ракета снабжена твердотопливным ракетным двигателем с боковыми соплами, выступающими за калибр ракеты, и с пристыкованной к двигателю боевой частью, корпус которой выполнен из тонкостенной алюминиевой оболочки с окнами напротив выходных сечений сопел маршевого двигателя. Для сборки с боевой частью в ее корпусе сделаны пазы под раструбы сопла, которые необходимо выполнять до торца боевой части, по которому происходит стыковка с маршевым двигателем. Изготовление таких пазов ведет к понижению прочности стыка маршевого двигателя и боевой части.

Также недостатком этой конструкции является увеличение диаметра контейнера управляемой ракеты из-за выступания сопел маршевого двигателя.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности и технологичности конструкции управляемой ракеты за счет обеспечения прочного и технологичного стыка маршевого двигателя с боковыми соплами и боевой части, а также создание корпуса ракеты из тонкостенной алюминиевой оболочки, конструкция которой исключала бы перегрев корпуса боевой части газами, истекающих из сопел маршевого двигателя.

Решение поставленной задачи достигается тем, что в управляемой ракете, содержащей маршевый твердотопливный реактивный двигатель с боковыми соплами с пристыкованной к нему боевой частью, корпус которой выполнен из тонкостенной алюминиевой оболочки с окнами напротив выходных сечений сопел маршевого двигателя, новым является то, что сопла маршевого двигателя выполнены в пределах внутреннего диаметра корпуса боевой части, окна в корпусе боевой части выполнены по контуру выходного сечения сопел, а между торцевой поверхностью сопел и корпусом боевой части установлены Г-образные термостойкие накладки, взаимодействующие одной полкой с торцевой поверхностью сопел маршевого двигателя, другой - с наружной поверхностью корпуса боевой части, при этом ширина накладки больше ширины отверстия напротив выходных сечений сопел маршевого двигателя, а в полке, взаимодействующей с торцевой поверхностью корпуса боевой части, выполнены пазы, взаимодействующие с наружной и внутренней поверхностями корпуса боевой части.

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

На Фиг.1 изображена ракета, содержащая маршевый двигатель 1 с боковыми соплами 2 с пристыкованной к нему боевой частью 3, корпус которой выполнен из тонкостенной алюминиевой оболочки.

На Фиг.2-4 показан стык боевой части 3 с маршевым двигателем 1. Соединение отсеков осуществляется за счет радиальных винтов 4. В корпусе боевой части 3 выполнено окно по контуру выходного сечения сопла 2. Между соплом и корпусом боевой части установлена Г-образная накладка 5, выполненная из низкоуглеродистой стали. Для фиксации накладки в сборке ширина накладки выполняется больше ширины отверстий напротив выходных сечений сопел маршевого двигателя. Накладка взаимодействует полкой 6 с торцевой поверхностью сопел маршевого двигателя, а полкой 7 с наружной поверхностью корпуса боевой части. В первой выполнены пазы, которые стенками 8 и 9 взаимодействуют с наружной и внутренней поверхностями корпуса боевой части соответственно. Данная конструкция обеспечивает надежную фиксацию Г-образной накладки и предохраняет кромку окна в корпусе боевой части и корпус боевой части от нагрева.

Таким образом, предложенное техническое решение позволяет обеспечить защиту тонкостенной оболочки боевой части от нагрева ее высокотемпературными газами из камеры сгорания маршевого двигателя, а также от попадания их внутрь отсека без выполнения больших окон под сопла маршевого двигателя и без вывода сопел за калибр ракеты, что повышает надежность и технологичность изготовления управляемой ракеты в целом.

Источники информации

1. Air & Cosmos, № 1191, 21 MAI, p.31.

2. Jane's Infantry Weapon 2006-2007, p.473-474.

Похожие патенты RU2393421C1

название год авторы номер документа
ЯДЕРНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ 2012
  • Беляев Вячеслав Иванович
RU2521423C1
ИСПОЛНИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА СТАРТА И ОРИЕНТАЦИИ РАКЕТЫ 1995
  • Архангельский Иван Иванович[Ru]
  • Болотов Евгений Георгиевич[Ru]
  • Филиппов Владимир Сергеевич[Ru]
  • Мизрохи Владимир Яковлевич[Ru]
  • Светлов Владимир Григорьевич[Ru]
  • Станевский Григорий Андреевич[Ru]
  • Хитенков Сергей Григорьевич[Ru]
  • Гайдукевич Виктор Леонидович[Ru]
  • Шмыков Евгений Афанасьевич[Ru]
RU2082946C1
МНОГОРЕЖИМНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ 2019
  • Сорокин Владимир Алексеевич
  • Граменицкий Михаил Дмитриевич
  • Рыбаулин Сергей Николаевич
  • Салин Сергей Владимирович
  • Зыбин Павел Игоревич
  • Гайдаров Дмитрий Дмитриевич
RU2715450C1
СПОСОБ ПЕРЕОБОРУДОВАНИЯ БОЕВЫХ ТВЕРДОТОПЛИВНЫХ РАКЕТ В ТВЕРДОТОПЛИВНУЮ РАКЕТУ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ И РАКЕТА КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ 1998
  • Соломонов Ю.С.
  • Сухадольский А.П.
  • Зинченко С.М.
  • Васильев Ю.С.
  • Пилипенко П.Б.
  • Французов В.А.
  • Андрюшин В.И.
RU2142898C1
СИСТЕМА САМООБОРОНЫ ПУСКОВЫХ ШАХТ ОТ БАЛЛИСТИЧЕСКИХ РАКЕТ 2004
  • Одинцов Владимир Алексеевич
RU2326327C2
МАНЕВРИРУЮЩАЯ СТУПЕНЬ РАКЕТЫ С КОМБИНИРОВАННОЙ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКОЙ И СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ЕЕ ДВИЖЕНИЕМ 2010
  • Алиев Али Вейсович
  • Лошкарев Анатолий Николаевич
  • Сермягин Константин Викторович
  • Миронов Андрей Николаевич
RU2427507C1
Способ тушения горящих газовых, нефтяных и газонефтяных фонтанов и устройство для его осуществления 2023
  • Соломонов Юрий Семенович
  • Пономарев Сергей Алексеевич
  • Дорофеев Александр Алексеевич
  • Милехин Юрий Михайлович
  • Румянцев Борис Васильевич
  • Королёв Михаил Ремович
  • Деревякин Владимир Александрович
  • Корса-Вавилова Елена Викторовна
RU2824872C1
РАКЕТА В ПУСКОВОМ КОНТЕЙНЕРЕ 2002
  • Кузнецов В.М.
  • Капустин А.С.
  • Феруленков А.В.
  • Энтин А.П.
  • Трещев И.Л.
  • Махонин В.В.
RU2238515C2
МНОГОСТУПЕНЧАТАЯ ЗЕНИТНАЯ РАКЕТА И СПОСОБ ЕЕ БОЕВОГО ПРИМЕНЕНИЯ 2008
  • Болотин Николай Борисович
RU2386921C1
КРЫЛАТАЯ РАКЕТА 2022
  • Климов Владислав Юрьевич
RU2790728C1

Иллюстрации к изобретению RU 2 393 421 C1

Реферат патента 2010 года УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА

Изобретение относится к вооружению, а именно к малогабаритным управляемым ракетам. Ракета содержит маршевый твердотопливный реактивный двигатель с боковыми соплами с пристыкованной к нему боевой частью. Корпус боевой части выполнен из тонкостенной алюминиевой оболочки с окнами напротив выходных сечений сопел маршевого двигателя. Сопла маршевого двигателя выполнены в пределах внутреннего диаметра корпуса боевой части. Между торцевой поверхностью сопел и корпусом боевой части установлены Г-образные термостойкие накладки. Они взаимодействуют одной полкой с торцевой поверхностью сопел маршевого двигателя, а другой - с наружной поверхностью корпуса боевой части. Ширина накладки больше ширины отверстия напротив выходных сечений сопел маршевого двигателя. В полке выполнены пазы, которые взаимодействуют с наружной и внутренней поверхностями корпуса боевой части. Г-образные термостойкие накладки выполнены из низкоуглеродистой конструкционной стали. Технический результат направлен на повышение надежности и технологичности изготовления управляемой ракеты за счет обеспечения прочного и технологичного стыка маршевого двигателя с боковыми соплами и боевой части и на исключение перегрева корпуса боевой части газами. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Формула изобретения RU 2 393 421 C1

1. Управляемая ракета, содержащая маршевый твердотопливный реактивный двигатель с боковыми соплами с пристыкованной к нему боевой частью, корпус которой выполнен из тонкостенной алюминиевой оболочки с окнами напротив выходных сечений сопел маршевого двигателя, отличающаяся тем, что сопла маршевого двигателя выполнены в пределах внутреннего диаметра корпуса боевой части, окна в корпусе боевой части выполнены по контуру выходного сечения сопел, а между торцевой поверхностью сопел и корпусом боевой части установлены Г-образные термостойкие накладки, взаимодействующие одной полкой с торцевой поверхностью сопел маршевого двигателя, а другой - с наружной поверхностью корпуса боевой части, при этом ширина накладки больше ширины отверстия напротив выходных сечений сопел маршевого двигателя, а в ее полке, взаимодействующей с торцевой поверхностью корпуса боевой части, выполнены пазы, взаимодействующие с наружной и внутренней поверхностями корпуса боевой части.

2. Ракета по п.1, отличающаяся тем, что Г-образные термостойкие накладки выполнены из низкоуглеродистой конструкционной стали.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2010 года RU2393421C1

Jane's Infantry Weapon, 2006-2007, p.473-474
СПОСОБ ПОРАЖЕНИЯ ЦЕЛИ РАКЕТОЙ И РАКЕТА 2002
  • Шумков Г.В.
  • Резвых С.А.
  • Савельев Ю.Д.
RU2230287C1
РАКЕТА 2005
  • Макаровец Николай Александрович
  • Денежкин Геннадий Алексеевич
  • Белобрагин Борис Андреевич
  • Дмитриев Борис Александрович
  • Чеботарев Вячеслав Григорьевич
  • Носов Юрий Егорович
  • Аляжединов Ренат Энверович
  • Лаврушин Юрий Константинович
  • Кравцов Вячеслав Дмитриевич
RU2291376C1
RU 94014561 A, 27.06.1996.

RU 2 393 421 C1

Авторы

Дризгалович Евгений Михайлович

Захаров Лев Григорьевич

Копылов Юрий Дмитриевич

Парфенов Павел Петрович

Даты

2010-06-27Публикация

2008-11-05Подача