УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА Российский патент 2015 года по МПК F42B15/00 

Изобретение относится к области вооружения, конкретно к ракетной технике.

Известен управляемый снаряд (патент RU 2070712 С1), принятый за прототип, в котором лидирующий кумулятивный заряд, контакт взрывателя и блок рулевого привода соединяются со следующим отсеком посредством винтов, расположенных вдоль продольной оси.

Недостатком данного вида соединения является то, что резьбовые отверстия под винты выполнены в передней крышке следующего отсека. Выполнение резьбовых отверстий для осевых винтов в присоединяемом отсеке приводит к снижению прочности отсека, а также к существенному увеличению толщины его передней стенки, следовательно, увеличению его длины и массы, что ведет к ухудшению его характеристик и характеристик изделия в целом.

Особенно этот недостаток проявляется в случаях, когда присоединяемым отсеком является:

1. Корпус реактивного двигателя, работающий под высоким давлением и требующий высоких прочностных характеристик материала корпуса двигателя, обладающего высокой плотностью. Увеличение толщены стенки корпуса двигателя приводит к существенному увеличению его массы, а следовательно, к снижению коэффициента качества двигателя, что приводит к увеличению массовых характеристик ракеты и снижению дальности ее полета.

2. Корпус боевой части, изготавливаемый в виде тонкостенной оболочки, для максимального заполнения объема взрывчатым веществом. В данном случае увеличение толщины передней стенки приводит к увеличению массы и снижению боевого могущества ракеты.

Кроме этого выполнение отверстий в корпусе отсека приводит к снижению его прочности.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности за счет исключения резьбовых отверстий в корпусе присоединяемого отсека и повышение эффективности за счет снижения массы конструкции и улучшения боевых характеристик ракеты.

Решение поставленной задачи достигается тем, что в управляемой ракете, содержащей головной отсек, соединенный со следующим отсеком посредством винтов, расположенных вдоль продольной оси ракеты, элемент крепления головного отсека к следующему отсеку выполнен в виде кольца прямоугольного сечения с дугообразными зацепами на внутренней цилиндрической поверхности, на торцевой поверхности которого выполнены выступы с резьбовыми отверстиями под винты крепления головного отсека, а торец присоединяемого отсека снабжен дугообразными выступами, внешний диаметр которых соответствует внутреннему элементу крепления, а размер выступов присоединяемого отсека в радиальном направлении равен высоте зацепов элемента крепления.

Выполнение на элементе крепления одинакового количества зацепов и выступов с резьбовыми отверстиями, а также совпадение их расположения в угловом направлении позволяет минимизировать нагрузки на соединение и исключить окружное перемещение стыкуемых отсеков ракеты после затяжки винтов.

Выполнение на торце присоединяемого отсека дугообразных выступов, внешний диаметр которых соответствует внутреннему диаметру элемента крепления, обеспечивает центровку стыкуемых отсеков.

Исключение резьбовых отверстий в корпусе присоединяемого отсека ракеты позволяет повысить его прочность, а следовательно, его надежность и надежность изделия в целом, кроме того, это позволяет сделать стенку отсека минимальной толщины, тем самым уменьшив массу ракеты. Введение в конструкцию элемента крепления, изготавливаемого из легкого алюминиевого сплава, не приводит к увеличению массы конструкции за счет малой плотности материала и существенного уменьшения толщины стенки присоединяемого отсека. Освободившийся объем отсека можно также заполнить зарядом двигателя или боевой части, тем самым увеличить дальность полета ракеты и ее боевое могущество без изменения габаритно-массовых характеристик изделия.

Положительный эффект изобретения достигается за счет исключения изготовления резьбовых отверстий в корпусе присоединяемого отсека, что позволяет повысить его надежность, уменьшить длину и массу ракеты или увеличить ее дальность полета и боевое могущество за счет заполнения освободившегося объема зарядом двигателя или боевой части, при сохранении исходных габаритно-массовых характеристик. Это позволит существенно повысить эффективность применения ракет при решении различных боевых задач.

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

На Фиг.1 изображено соединение головного отсека управляемой ракеты, в состав которого входит блок рулевого привода 1 и обтекатель 3, со следующим отсеком 2 через элемент крепления 4 с помощью осевых винтов 5.

На фиг.2 изображен элемент крепления 4 прямоугольного сечения S, снабженный четырьмя дугообразными зацепами 8 и четырьмя выступами с резьбовыми отверстиями 7.

На фиг.3 изображен отсек 2 с четырьмя дугообразными выступами 9.

На фиг.4 изображено соединение отсека 2 с элементом крепления 4, внешний диаметр выступов 9 равен внутреннему диаметру элемента крепления 4, а размер выступов 9 равен высоте зацепов 8 элемента крепления 4.

Работа устройства. При сборке элемент крепления 4 вставляется своими дугообразными зацепами 8 в пазы между кольцевыми выступами 9 отсека 2 и поворачивается до совпадения зацепов 8 элемента крепления 4 с выступами 9 отсека 2. После этого винтами 5 пристыковывается отсек рулевого привода 1. При затяжке винтов одновременно происходит крепление отсека рулевого привода 1 и фиксация соединения элемента крепления 4 с отсеком 2.

Обтекатель 3 крепится к блоку рулевого привода 1 винтами 6.

Таким образом, предложенное техническое решение позволяет повысить надежность отсека за счет исключения выполнения в нем резьбовых отверстий, уменьшить длину и массу ракеты или улучшить эффективность боевого применения комплекса за счет повышения дальности полета и боевого могущества ракеты.

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. Торец присоединяемого отсека содержит дугообразные выступы с внешним диаметром, размерами и количеством, равными диаметру, высоте и количеству зацепов элемента крепления. Расположение зацепов элемента крепления в угловом направлении совпадает с расположением выступов с резьбовыми отверстиями под винты крепления головного отсека. Изобретение позволяет снизить длину и массу ракеты, повысить надежность отсека и боевую эффективность ракеты. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

1. Управляемая ракета, содержащая головной отсек, соединенный со следующим отсеком посредством винтов, расположенных вдоль продольной оси ракеты, отличающаяся тем, что в ней элемент крепления головного отсека к следующему отсеку выполнен в виде кольца прямоугольного сечения с дугообразными зацепами на внутренней цилиндрической поверхности, на торцевой поверхности которого выполнены выступы с резьбовыми отверстиями под винты крепления головного отсека, а торец присоединяемого отсека снабжен дугообразными выступами, внешний диаметр которых соответствует внутреннему диаметру элемента крепления, а размер выступов присоединяемого отсека в радиальном направлении равен высоте зацепов элемента крепления.

2. Управляемая ракета по п.1, отличающаяся тем, что количество зацепов элемента крепления равно количеству выступов с резьбовыми отверстиями под винты крепления головного отсека.

3. Управляемая ракета по п.1 или 2, отличающаяся тем, что расположение зацепов элемента крепления в угловом направлении совпадает с расположением выступов с резьбовыми отверстиями под винты крепления головного отсека.