Реактивные снаряды, например ракеты, управляемые снаряды: .устройства для соединения ракетного двигателя с корпусом, соединительные устройства для многоступенчатых ракет, средства разъединения – F42B 15/36

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к узлу разделения отсеков летательного аппарата. Узел разделения отсеков летательного аппарата содержит основной отсек, отталкиваемый отсек, корпус, пиропатрон, болт, раздвигающийся фиксатор и поддерживающий его сдвигаемый поршень. Корпус закреплен на основном отсеке. Болт соединяет основной и отталкиваемый отсеки. Раздвигающийся фиксатор выполнен в виде разрезанного на три независимых сегмента стопорного кольца. На болте выполнена канавка, в которой размещены сегменты. Сегменты удерживаются в канавке болта сдвигаемым поршнем. Поршень расположен в корпусе. Болт удерживается сегментами в корпусе через сдвигаемый поршень. Достигается упрощение конструкции узла разделения отсеков летательного аппарата. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Способ стрельбы пулей, соединенной с отделяемым метательным устройством, включает удержание пули и метательного устройства, запуск метательного устройства и выход пули из пусковой трубы. Метательное устройство, соединенное с пулей узлом скрепления, удерживают в пусковой трубе тонкими гибкими пластинами. Отделение метательного устройства производят в заданном месте пусковой трубы путем улавливания метательного устройства после окончания его работы за счет демонтажа узла скрепления. Демонтаж узла скрепления производят без механического разрушения его частей. Уменьшаются габариты пусковой трубы по длине при уменьшении пассивной массы комплекса вооружения и увеличении его жесткости, доля свободного объема в пусковой трубе, улучшаются точностные характеристики пули за счет уменьшения начальных возмущений пули и пусковой трубы. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

Управляемая пуля содержит отделяемый двигатель и кольцевой насадок с резьбовой втулкой, установленный на кормовой части маршевой ступени и соединенный с двигателем посредством разрезного кольца, выполненного в виде кольцевых секторов. Кольцевой насадок выполнен в виде тонкостенного переходного обтекателя, в котором размещены аэродинамические поверхности маршевой ступени и выполнен удержатель с упорными поверхностями, совмещенными с задними торцами крыльев маршевой ступени. На переднем торце отделяемого двигателя установлена резьбовая гайка, соединенная с кольцевыми секторами, на которой выполнен прямой упорный торец, обращенный к переходному обтекателю, и совмещенный с прямым упорным торцом резьбовой втулки переходного обтекателя. Кормовая часть маршевой ступени вдвинута в центральную трубку, размещенную в отделяемом двигателе. В управляемой пуле переходный обтекатель и резьбовая гайка снабжены буртиками, размещенными в ответной проточке кольцевых секторов. Улучшается демпфирование возмущений маршевой ступени управляемой пули при разделении, уменьшается аэродинамическое сопротивление пули, уменьшаются ее габариты и масса при одновременном уменьшении сложности конструкции. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Способ стрельбы пулей, соединенной с отделяемым метательным устройством, включает удержание пули и метательного устройства, запуск метательного устройства и выход пули из пусковой трубы. Пулю и метательное устройство удерживают в пусковой трубе соединяющим их между собой неразрушаемым в пусковой трубе узлом скрепления, а отделение метательного устройства производят после выхода пули и метательного устройства из пусковой трубы за счет аэродинамических и инерционно-массовых сил. Уменьшаются габариты пусковой трубы по длине при уменьшении пассивной массы комплекса вооружения и увеличении его жесткости, доля свободного объема в пусковой трубе, улучшаются точностные характеристики пули за счет уменьшения начальных возмущений пули и пусковой трубы. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке реактивных снарядов с отделяющимися головными частями. Разделяющийся реактивный снаряд содержит ракетный двигатель с дном, отделяемую головную часть, парашютный отсек, а также взрывательное устройство. Головная часть имеет в своем составе корпус с дном, взрывчатое вещество и поражающие элементы. Парашютный отсек содержит заряд отделения, поршень и узел форсирования. Взрывательное устройство имеет коническую и цилиндрическую части корпуса, в которых размещены электронное временное устройство с предохранительно-исполнительным механизмом, реакционный датчик цели с ударным механизмом и исполнительный блок, снабженные пороховыми зарядами. Головная часть снабжена центральным газоводом, газодинамически связывающим объем аккумулирующего стакана корпуса с запоршневым рабочим объемом. В дне головной части выполнены осевые каналы, связывающие запоршневой объем с задонной компенсаторной зоной ракетного двигателя. Исполнительный блок закреплен в хвостовой части цилиндрической трубы корпуса взрывателя. Одновременно исполнительный блок снабжен клапанным механизмом, закрепленным в центральном канале стакана со стороны вышибного заряда ПИМа. В зоне стыка конической и цилиндрической поверхностей корпуса взрывателя установлена толстостенная металлическая перемычка с центральным каналом, перекрытым заглушкой с пазом. Достигается повышение надежности выдачи воспламенительного импульса и отделения головной части от ракетной. 5 ил.

Изобретение относится к конструкции космических транспортных средств для доставки в составе космической головной части крупногабаритных полезных грузов (ПГ) на заданные орбиты выведения. Переходной отсек (ПО) сборочно-защитного блока ракеты содержит внешнюю для крепления головного обтекателя (ГО) и внутреннюю с промежуточным шпангоутом и продольно-поперечным силовым набором для крепления ПГ конические оболочки с нижними и верхними торцевыми шпангоутами, жестко соединенные между собой. Верхние шпангоуты соединены между собой силовыми стержнями и содержат замки крепления и толкатели отделения ПГ. Верхний шпангоут внутренней конической оболочки крепления ПГ выполнен в поперечной плоскости переменного сечения, образуя смещение продольной оси ПО относительно продольной оси ПГ. Верхний шпангоут имеет выемки под толкатели, охваченные хомутами, жестко закрепленными на внутренней конической оболочке. Замки крепления ПГ посредством фитингов закреплены в верхнем шпангоуте внутренней конической оболочки, которые, как и толкатели, размещены концентрично его внутреннему контуру. Продольно-поперечный силовой набор внутренней конической оболочки для обеспечения жесткости ПО между верхним и промежуточным шпангоутами в местах крепления толкателей подкреплен косынками, в местах крепления замков - балками, выполненными переменного сечения. Под одной из выемок в месте меньшего поперечного сечения верхнего шпангоута на внутренней конической оболочке выполнен вырез под толкатель. Силовые стержни выполнены регулируемыми по своей длине. Достигается расширение эксплуатационных возможностей и эффективности использования ПО для смещенного относительно центра масс крупногабаритного полезного груза с сохранением устойчивости и управляемости РКН а полете. 8 ил.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к управляемым ракетам, размещенным в транспортно-пусковых контейнерах. Управляемая ракета в транспортно-пусковом контейнере содержит разгонный двигатель, маршевый двигатель, боевую часть, рулевой отсек и бортразъем. Рулевой отсек включает в себя источник вторичного электропитания, блок формирования одноканального сигнала управления и связанную с ним рулевую машинку, а также аппаратурную часть с элементами радиокомандной системы управления в виде радиоприемного устройства и блока ответчика. Бортовая система управления ракеты выполнена двухсистемной за счет введения в аппаратурную часть фотоприемного устройства лазерно-лучевой системы управления, системного блока управления, модуля управления, блока эквивалентной нагрузки, источника питания. Выход источника вторичного электропитания подключен ко второму входу блока ответчика и первому входу блока эквивалентной нагрузки. Выход модуля управления соединен со вторым входом блока эквивалентной нагрузки, третий вход которого подключен к контакту бортразъема носителя, предназначенного для автоматического выбора и коммутации элементов одной из указанных систем управления ракеты для работы в соответствии с системой управления носителя. Достигается расширение боевых возможностей ракеты. 3 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Система отделения отсека летательного аппарата содержит устройство крепления, состоящее из разрывных болтов и направляющих шпилек, и устройство отделения в виде пневматического механизма отделения, состоящего из баллона с газом, пневмотолкателя со штоком, продольная ось которого совпадает с продольной осью отделяемой части. Шток пневмоцилиндра соединен с поршнем посредством шарнирного соединения и снабжен толкающей вилкой, соединенной со штоком посредством шарнирного соединения и имеющей не менее двух регулируемых упоров для контакта с отделяемым отсеком, разнесенных симметрично относительно его центра масс. В отсеке имеются гнезда для размещения упоров вилки. Достигается снижение ударной нагрузки на отделяемый отсек, повышение надежности отделения от летательного аппарата отсека в заданном направлении, снижение массы устройства отделения отсека. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкции космических транспортных средств для выведения на околоземную орбиту полезных грузов. Устройство отделения хвостового отсека ракетного блока содержит отделяемые панели, толкатели поперечного стыка отделяемых панелей и направляющие кронштейны отделяемых панелей. Направляющие кронштейны имеют ребра, которые с зазором охватывают ролики качения отделяемых панелей. Оси вращения роликов качения с одной стороны установлены с возможностью продольного перемещения в продольных вырезах, выполненных в ребрах направляющих кронштейнов, а с другой стороны жестко закреплены посредством кронштейнов на отделяемых панелях. Оси вращения роликов качения каждой панели соосны и перпендикулярны плоскости симметрии отделяемых панелей и взаимодействуют с шарнирно подпружиненными стопорами, закрепленными на направляющих кронштейнах. Ролики качения после выхода из продольных вырезов ребер направляющих кронштейнов взаимодействуют с взаимно-параллельными контактирующими опорными направляющими поверхностями направляющих кронштейнов. Достигается увеличение надежности отделения хвостового отсека блока ступени ракеты-носителя. 5 ил.

Изобретение относится к области авиации и ракетной техники, а именно головным обтекателям летательных аппаратов, например, управляемых ракет. Сбрасываемый головной обтекатель выполнен в виде тела вращения обтекаемой формы, заостренного спереди и имеющего открытый торец сзади. Обтекатель состоит из створок, аэродинамического наконечника и разрезной тарели. Аэродинамический наконечник соединяет створки, а также снабжен системой отделения, содержащей пиропатрон. Тарель выполнена из частей, количество которых совпадает с количеством створок обтекателя. Каждая часть тарели соединена с одной из створок. Створки снабжены средствами обеспечения герметичности и соединены с летательным аппаратом с помощью шарнирных механизмов. Шарнирные механизмы расположены в задней части каждой створки и выполнены с возможностью отделения створок от летательного аппарата. В другом варианте исполнения обтекатель выполнен из пластика или композиционных материалов. На внутренней поверхности обтекателя выполнены поперечная и продольные канавки. Канавки расположены таким образом, что обтекатель разделен ими на три части. Поперечная канавка расположена на пересечении внутренней поверхности обтекателя и плоскости, расположенной под углом меньше 90° к продольной оси летательного аппарата. Продольные канавки расположены от поперечной канавки до торца обтекателя. В поперечной и продольных канавках расположены детонационные удлиненные заряды. Достигается увеличение дальности полета. 2 н.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Стыковочное устройство космических аппаратов содержит активный агрегат, в центре которого установлен стыковочный механизм, и пассивный агрегат с ответным приемным конусом, который заканчивается гнездом. Приемным конусом служит сопло маршевого ракетного двигателя отделяющейся части последней ступени ракеты космического назначения. Стыковочный механизм выполнен в виде телескопически соединенных между собой штанг, свободный конец которых снабжен подпружиненными лепестками типа «зонтик», установленными с возможностью раскрытия и поджатия. Достигается упрощение стыковки с космического аппарата с отработанной ступенью ракеты-носителя. 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях ракет для разделяемых ступеней и составных частей. Узел стыковки разделяемых ступеней ракет содержит корпус, силовую опору с кольцевой проточкой и заходной фаской с элементами фиксации. На корпусе и силовой опоре закреплен соединительный замок с хомутом и пиротолкателем, а на силовой опоре выполнен кольцевой бурт с наружной сферической поверхностью и концентрично ей внутренней сферической поверхностью, переходящей в кольцевую проточку. Контактирующие с этими поверхностями ответные поверхности корпуса и соединительного замка выполнены в виде сферических поясков. Достигается уменьшение массы конструкции. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области космической техники, в частности к средствам стыковки к основному космическому аппарату полезного груза и отделения его после выведения их на расчетную орбиту. Система отделения полезного груза содержит разъединяемое переходное устройство, установленное между конструкциями космического аппарата и полезного груза и включающее в себя механические замки с удерживающими и фиксирующими звеньями, устройство фиксации механических замков. Система содержит толкатели отделения полезного груза. Устройство фиксации механических замков выполнено в виде равноплечей качалки без ограничения количества плеч, соответствующих количеству механических замков, установленной на оси вращения, закрепленной в корпусе переходного устройства. Равноплечая качалка через сквозные окна переходного устройства шарнирно взаимодействует посредством стержневых тяг с фиксирующими звеньями механических замков, подпружиненные стержни которых имеют выемку под удерживающий поворотный двуплечий рычаг, другим концом взаимодействующим с фиксирующим звеном замка. Одно из плеч равноплечей качалки шарнирно взаимодействует через стержневую тягу с пружинным толкателем, другое с пирочекой, которые жестко закреплены снаружи корпуса переходного устройства. На полезном грузе выполнены ограничители хода, взаимодействующие с подпружиненными стержнями механических замков. Достигается повышение надежности работы системы стыковки и разделения. 4 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к стыковочным устройствам космических кораблей к орбитальным станциям. Стыковочное устройство космических аппаратов содержит активный агрегат, в центре которого установлен стреловидный штырь, и пассивный агрегат с ответным приемным конусом, который заканчивается гнездом. Гнездо выполнено в виде стакана, заполненного легкоплавким металлом. Корпус стакана состоит из двух оболочек, внутренняя оболочка выполнена из тугоплавкого теплоизолирующего материала, внешняя - из ферромагнитного материала с пазами для укладки трехфазной винтовой оболочки, соединенной с источником питания. На внутренней боковой поверхности внутренней оболочки стакана жестко закреплена третья оболочка из проводящего материала. Достигается упрощение работы стыковочного устройства космических аппаратов. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разделении ступеней летательного аппарата. Пирозамок содержит цилиндрический корпус, крышку, стяжной элемент, рабочий поршень в виде стакана с днищем, соосно с ним расположенный ступенчатый валик с хвостовиком. Стяжной элемент выполнен в виде разрезной втулки с резьбой и гайкой на одном торце, венчиком с наружным конусом и зубом на торце разрезной части. Внутренняя поверхность корпуса имеет уступ. Венчик опирается зубом на уступ. Поршень днищем опирается на торец валика и имеет внутренний конус, ответный наружному конусу венчика. Хвостовик валика закреплен на крышке и имеет ослабленное сечение. Достигается увеличение надежности пирозамка. 3 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к разработке минимизации зон отчуждения для отделяемых частей многоступенчатой ракеты-носителя. Способ минимизации зон отчуждения заключается в том, что на этапе предполетной подготовки многоступенчатой ракеты-носителя производят расчет параметров движения отделяемых частей ракеты-носителя до момента падения их на землю и по результатам расчетов определяют необходимую зону отчуждения. В конструкции отделяемых частей выделяют элементы, различающиеся по степени их разрушения в плотных слоях атмосферы после отделения от ракеты-носителя. Для этих отдельно летящих элементов отделяемых частей рассчитывают зоны необходимого отчуждения. После отделения отделяемых частей от ракеты-носителя в процессе автономного их полета на участке траектории до момента вхождения в плотные слои атмосферы формируют сигнал на средства членения и осуществляют воздействие на конструкцию отдельных частей для их физического разделения на выделенные элементы. Достигается уменьшение площадей зон отчуждения для отделяемых частей многоступенчатой ракеты-носителя. 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке реактивных снарядов с отделяющимися головными частями, снабженными отсеками разделения многофункционального назначения. Многофункциональный отсек разделения реактивных снарядов содержит корпус, узлы стыковки головной части и двигателя, механизмы фиксации, систему стабилизации отделяемой головной части, блоки отделения, вскрытия, инициирования и задействования исполнительных органов головной части. Система стабилизации отделяемой головной части имеет кожух с дном. Блоки отделения, вскрытия, инициирования и задействования исполнительных органов головной части включают пороховые заряды, поршни и элементы форсирования. Механизмы фиксации системы стабилизации размещены в головной и хвостовой частях кожуха. Механизмы фиксации системы стабилизации выполнены в виде смежных телескопических направляющих. Блок отделения выполнен в виде центральной трубы, закрепленной в хвостовой части кожуха. Блок вскрытия выполнен в виде газодинамического механизма поршневого типа. Блок инициирования выполнен в виде двухканального предохранительно-исполнительного механизма, закрепленного в центральной трубе. Блок задействования исполнительных органов выполнен в виде рабочей камеры, размещенной в зоне стыковки отсека с головной частью. Дно системы стабилизации снабжено переходной обечайкой и жестко скреплено с дном головной части. Достигается увеличение функций отсека разделения реактивных снарядов. 1 ил.

Устройство для стыковки и расстыковки ракетно-космических объектов относится к области ракетно-космической техники. Устройство включает кольцевую ленту, на которой с возможностью проскальзывания размещены несколько скоб, взаимодействующих с соответствующими поверхностями торцевых шпангоутов стыкуемых отсеков. Концы кольцевой ленты стянуты в состыкованном положении посредством соединительно-разделительного замка, состоящего из стяжного элемента. К торцам стяжного элемента шарнирно присоединены концы шатунов, каждый из которых одновременно другим своим концом шарнирно соединен с соответствующим концом кольцевой ленты, и узла фиксации, удерживающего стяжной элемент при закрытом положении устройства. В состав соединительно-разделительного замка устройства дополнительно введен второй стяжной элемент. К торцам стяжного элемента шарнирно присоединены концы шатунов, каждый из которых одновременно другим своим концом шарнирно соединен с соответствующим концом кольцевой ленты. Оба стяжных элемента и их шатуны имеют соответственно одинаковую массу и располагаются в одной плоскости. Узел фиксации соединительно-разделительного замка размещается на стяжных элементах и при закрытом положении устройства связывает их между собой. Достигается повышение надежности работы устройства для стыковки и расстыковки ракетно-космических объектов. 2 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретение относится к средствам разделения элементов конструкции и их частей и может быть использовано в космической, авиационной, нефтяной и других отраслях промышленности, где необходимо дистанционное разделение элементов конструкций. Устройство для разделения элементов конструкции содержит составной корпус, установленные в одну часть корпуса патронник с пиропатронами и мембрану с жестко закрепленным штоком, один конец которого установлен во вторую часть корпуса в виде гильзы посредством вкладышей. На внешней стороне вкладышей, так же как и на внутренней стороне второй части корпуса, имеются проточки. На внутренней стороне вкладышей и на штоке имеются опорные буртики, взаимодействующие между собой. Одна часть корпуса контактирует со второй частью корпуса в виде гильзы по линии разделения. Второй конец штока, соединенный с мембраной, установлен в корпус через проточки. Достигается повышение надежности срабатывания устройства разделения. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к космической технике. Способ разделения ступеней ракеты-носителя пакетной схемы характеризуется тем, что в расчетный момент времени разрывают нижние узлы связи. Разворачивают первую ступень вокруг верхних узлов связи за счет силы тяги двигателей первой ступени. Разрывают верхний узел связи и производят отвод передней части первой ступени от второй ступени. Угол и скорость поворота первой ступени относительно верхнего узла связи регулируют углом поворота сопел двигателей первой ступени. Разрыв верхнего узла связи производят в момент, когда ускорение первой ступени становится равным ускорению второй ступени, после чего производят отвод передней части первой ступени от второй ступени с помощью отталкивающей силы. Достигается снижение нагрузок, действующих на узлы связи первой и второй ступеней при их разделении. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к устройству отделения космического аппарата. Устройство отделения содержит разъединяемое удерживающее устройство, включающее в себя дискретно расположенные на несущей конструкции по периферии космического аппарата механические замки. Каждый из замков содержит стержень, удерживающее и фиксирующее звенья. Стержень механического замка резьбовым концом закреплен подвижно подпружиненно на космическом аппарате, а другим концом контактирует с удерживающим звеном механического замка. Удерживающее звено кинематически связано с приводом посредством двуплечего рычага фиксирующего звена, соединенного также в кинематическую цепь, содержащую регулируемую по длине тягу, удерживаемую на несущей конструкции пирочекой. Одно плечо двуплечего рычага удерживающего звена выполнено с соотношением плеч в пределах от 3,5 до 4,5 и в виде сектора с внутренней цилиндрической поверхностью, взаимодействующей до раскрытия замка по контуру одного из плеч двуплечего рычага фиксирующего звена. Другое плечо двуплечего рычага фиксирующего звена выполнено с соотношением плеч в пределах от 5,5 до 6,5 и взаимодействует шарнирно с подвижной в направляющем отверстии несущей конструкции тягой кинематической цепи, соединяющей двуплечий рычаг фиксирующего звена механического замка с пирочекой и через поворотный рычаг со штоком соответствующего пружинного привода. Достигается повышение надежности работы устройства. 6 ил.

Изобретение относится к средствам разделения элементов конструкции космических кораблей и их частей. Устройство для разделения элементов конструкции содержит составной корпус, установленные в одну часть корпуса патронник с пиропатронами и мембрану с хвостовиком, а в другую часть корпуса шток, выступы которого контактируют с выступами вкладышей, проточки которых взаимодействуют с проточками частей корпуса, объединяя их. Дополнительный пиропатрон установлен во второй части корпуса, в поршень с каналами отвода газа в поршневую камеру. С одной стороны шток контактирует с хвостовиком мембраны, а с другой - с ограничителем в виде гайки, установленной во второй части корпуса. Достигается повышение надежности срабатывания устройства разделения. 4 ил.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к устройствам для соединения элементов конструкции и их быстрого последующего разделения в процессе эксплуатации, и преимущественно может быть использовано в ракетно-космической технике для стыковки ступеней ракеты-носителя. Устройство для соединения и последующего разделения элементов конструкции содержит корпус, состоящий из двух частей с элементами крепления к элементам конструкции, разрывной болт, установленный в отверстии первой части корпуса, соединенный концом и головкой соответственно с первой и второй частями корпуса и выполненный полым со стороны головки, поршень со штоком, установленным в полости разрывного болта, амортизирующий элемент и рабочий заряд со средством приведения его в действие, установленный во второй части корпуса со стороны расположения поршня. Устройство снабжено амортизирующей вставкой, выполненной в форме полого усеченного конуса, установленной в выполненной в отверстии первой части корпуса конической проточке и охватывающей выполненный у разрывного болта конический переход между его стержнем и головкой. В отверстии полости разрывного болта со стороны расположения поршня выполнена коническая проточка. На боковой поверхности поршня со стороны расположения штока выполнена кольцевая проточка, поршень снабжен коническим переходом от кольцевой проточки к штоку. Амортизирующий элемент выполнен в виде полого цилиндра, охватывающего кольцевую проточку поршня и частично конический переход поршня. Амортизирующая вставка и амортизирующий элемент выполнены из пластичного необратимо деформируемого материала. Достигается снижение ударных импульсов, действующих на разделяемые элементы конструкции, и повышение герметичности устройства. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Головной обтекатель имеет верхнюю коническую со сферическим наконечником и нижнюю цилиндрическую части, содержащие две створки со стрингерами их продольного стыка и полушпангоутами их поперечного стыка с переходным отсеком ракеты-носителя, пневмосистемы разворота створок с аккумуляторами давления, соединенными трубопроводами с заправочными клапанами и через пироклапан с пневматическими толкателями для разворота створок, и силовые связи. Механические замки крепления продольного стыка створок крупногабаритного головного обтекателя закреплены на стрингерах одной из створок с переменным шагом и взаимодействуют с нишами, выполненными для доступа с наружной стороны головного обтекателя в стыковочных стрингерах другой створки. На полушпангоутах поперечного стыка створок с переходным отсеком установлены механические замки, соединенные системами тяг между собой и для взаимодействия с пироприводами через качалки, закрепленные в середине каждой створки. Системы тяг снабжены серьгами, взаимодействующими по опорным поверхностям, выполненным эквидистантно цилиндрической поверхности головного обтекателя, с направляющими кронштейнами, жестко закрепленными на полушпангоутах створок между соседними механическими замками. Узлы разворота створок выполнены с устройствами регулирования зазора между полушпангоутами створок и стыковочным шпангоутом переходного отсека и угла сброса створок от ракеты-носителя. Переходной отсек выполнен из двух конических оболочек. По середине каждой створки в ее нижней части диаметрально противоположно в корпусе выполнены гнезда под аккумуляторы давления пневмосистемы разворота створок. Трубопроводы от пневматических толкателей до пироклапанов снабжены пневмоклапанами и выполнены подвижными в пределах углового перемещения пневматических толкателей, ограниченного упорами, закрепленными на каждой створке. Достигается повышение эффективности использования зон размещения полезного груза и надежности отделяемого головного обтекателя. 20 ил.

Изобретение относится к монтажно-стыковочному оборудованию ракетно-космической отрасли и может быть использовано для стыковки головной части с ракетой-носителем, находящейся в вертикальном положении. Монтажное устройство содержит опорное кольцо, поперечную балку, вертикальные направляющие, корсет, линейный привод двустороннего действия и отводимые упоры. Корсет состоит из траверсы и бугелей. Вертикальные направляющие выполнены с возможностью размещения в них бугелей корсета с пристыковываемой частью. Бугели размещены с возможностью радиального и углового смещений. Направляющие нижними концами скреплены с опорным кольцом, на верхних концах смонтирована поперечная балка. В средней части поперечной балки шарнирно подвешен линейный привод двустороннего действия, имеющий возможность соединения с траверсой корсета. Бугели корсета имеют возможность контакта с отводимыми упорами. Достигается упрощение конструкции направляющего монтажного устройства. 4 ил.

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.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции космической головной части. Космическая головная часть состоит из головного обтекателя, ракетного разгонного блока с приборной стержневой фермой, адаптера, выполненного в виде усеченного конуса, и космического аппарата. Линия пересечения плоскости, проходящей через продольную ось космической головной части и перпендикулярной плоскости, образованной двумя осями смежных стержней приборной стержневой фермы ракетного разгонного блока, в которой точка пересечения этих осей находится в месте соединения адаптера и упомянутой фермы, является продолжением образующей адаптера. Достигается улучшение массовых характеристик космической головной части и увеличение зоны размещения полезного груза в подобтекательном пространстве космической головной части. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к сверхзвуковым реактивным снарядам с отделяемой головной частью реактивных систем залпового огня. Снаряд содержит корпус отделяемой головной части с заостренной носовой частью и реактивный двигатель. Длина заостренной носовой части корпуса выполнена в пределах 2 4 калибров снаряда. Задняя часть корпуса, обращенная в сторону реактивного двигателя, выполнена с обнижением длиной не менее 1,2 калибра снаряда и диаметром 0,6 0,8 длины обнижения. На внутренней поверхности корпуса установлена цилиндрическая втулка массой не менее 0,2 массы головной части. На торце реактивного двигателя со стороны головной части установлен цилиндрический насадок с наружным диаметром не менее 0,8 калибра снаряда. На торце реактивного двигателя выполнена кольцевая полость с максимальной глубиной 0,1 0,5 калибра снаряда. Достигается повышение боевой эффективности снаряда. 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к реактивным снарядам. Реактивный снаряд содержит отделяемую ракетную часть, головную часть и размещенный между ними пороховой заряд разделения. На переднем торце ракетной части, перед зарядом разделения, размещен узел демпфирования в виде комплекта из шести пластинчатых компенсаторов одинаковой формы. Компенсаторы выполнены из двух различных материалов, плотность которых различается в 5 7 раз, а модуль упругости в 30 40 раз. Количество пластинчатых компенсаторов, выполненных из материала с наименьшей плотностью, составляет целую часть от отношения:

где m_max - масса одного пластинчатого компенсатора, выполненного из материала с наибольшей плотностью;

m_min - масса одного пластинчатого компенсатора, выполненного из материала с наименьшей плотностью;

m_pc - фактическая масса реактивного снаряда без комплекта компенсаторов;

m_ном - номинальная (чертежная) масса собранного реактивного снаряда;

n - количество пластинчатых компенсаторов в комплекте.

Достигается повышение боевой эффективности. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники. Устройство разделения и сброса головного обтекателя ракеты-носителя содержит закрепленные на ней с возможностью вращения створки, толкатели, шарнирно установленные на наружной поверхности створок, опирающиеся на фитинги ракеты-носителя регулируемыми в осевом направлении, связанными со штоками толкателей хвостовиками, имеющими сферические законцовки. Толкатель выполнен в виде пневмоцилиндра, поршень которого снабжен уплотнителем, выполненным в виде герметизирующего кольца, установленного в антифрикционный вкладыш, контактирующий внешней поверхностью с корпусом пневмоцилиядра. В поршне с возможностью поступательного перемещения и регулировки положения размещен подпружиненный упор, взаимодействующий с корпусом. Между штоком и корпусом выполнен калиброванный зазор. На каждой створке с ее внутренней стороны установлен аккумулятор давления, связанный через клапан открытия и пневмомагистрали с установленными на той же створке пневмоцилиндрами. Достигается снижение массы, уменьшение аэродинамического сопротивления обтекателя и снижение возмущений движения ракеты-носителя при сбросе обтекателя. 3 ил.