Уніфікована некерована авіаційна ракета

1. Уніфікована некерована авіаційна ракета, що містить бойову частину з підривним пристроєм і ракетний двигун, на сопловій частині якого змонтоване за допомогою кріпильних елементів аеродинамічне оперення, що розкривається, і стакан з контактами, що забезпечує електромеханічний зв'язок ракети з блоком гармат, при цьому стакан з контактами розміщений на сопловій частині ракетного двигуна і зафіксований, наприклад за допомогою стопорів з кутовим профілем, підтиснутих розрізним кільцем, горизонтальна полиця якого встановлена в поперечну проточку, виконану на сопловій частині ракетного двигуна, а вертикальна полиця заведена в поперечний проріз, виконаний на стакані з контактами, і має можливість відгинатися під впливом поздовжньої сили, причому пера оперення складені усередині стакана з контактами, а бойова частина механічно зв'язана з переднім дном ракетного двигуна, яка відрізняється тим, що в ній бойова частина і стакан з контактами виконані легкознімними і взаємозамінними у місцях установки і кріплення, причому бойова частина сполучена з переднім дном ракетного двигуна по гладкій циліндричній поверхні з можливістю вільно переміщатися і фіксува тися за допомогою знімних кріпильних елементів, виконаних, наприклад у вигляді гвинта з конусною головкою, а розрізне кільце, що підпирає стопор стакана з контактами, встановлено в поперечну проточку, виконану на сопловій частині ракетного двигуна, і має можливість переміщатися в поздовжньому напрямку до моменту виходу його з-під стакана і звільнення стопорів. 2 (19) 1 3 47345 Винахід належить до галузі ракетної техніки, зокрема до конструкції некерованих авіаційних ракет і може бути використаний при розробці уніфікованих некерованих авіаційних ракет. Відома закордонна уніфікована некерована авіаційна ракета FFAR «Mighty Mouse» з аеродинамічним оперенням, що розкривається, і змінними бойовими частинами ("Совершенствование неуправляемых авиационных ракет капиталистических стран. Обзор по материалам иностранной печати" НИЦ (770), М., 1982). Однак вона конструктивно не сумісна з існуючими (штатними) блоками гармат типу Б-8. Найбільш близькою за технічним рішенням і прийнятою за прототип є відома уніфікована некерована авіаційна ракета типу С-8 російського виробництва ("Неуправляемые авиационные ракеты С-8М и С-8АС. Техническое описание и указания по подготовке к применению", Воениздат, М.,1982), що містить бойову частину з підривним пристроєм і ракетний двигун, на сопловій частині якого змонтовані за допомогою кріпильних елементів аеродинамічне оперення, що розкривається, і стакан з контактами, що забезпечує електромеханічний зв'язок ракети і блоком гармат, при цьому стакан з контактами розташований на сопловій частині ракетного двигуна і зафіксований за допомогою стопорів, які підтиснуті розрізним кільцем і являють собою кутовий профіль, горизонтальна полиця якого встановлена в поперечну проточку, виконану на сопловій частині ракетного двигуна, а вертикальна полиця заведена в поперечний проріз, виконаний на стакані з контактами, і має можливість відгинатися під впливом поздовжньої сили, причому пера оперення складені усередині стакана з контактами, а бойова частина механічно зв'язана з переднім дном ракетного двигуна. Відома ракета типу С-8 має низькі показники ремонтоздатності і терміну служби (ресурс ракети типу С-8 складає не більше 15 років). Після проведення циклу наземних і льотних контрольних випробувань термін служби ракети може бути продовжений до 20 років від дати випуску. Крім того, конструкція ракети не дозволяє розбирати її під час експлуатації і при збереженні на окремі частини (модулі) з наступною заміною на відновлені (після ремонту) чи удосконалені (після модернізації) елементи ракети. Іншим недоліком ракети є те, що при її утилізації (після закінчення терміну служби) для розбирання на складові частини доводиться створювати спеціальне технологічне устаткування із дистанційним керуванням (стенд робот), продуктивність якого вкрай низька. В основу винаходу поставлено завдання - досягти в уні фікованій некерованій авіаційній ракеті підвищення показників ремонтоздатності і терміну служби ракети шляхом забезпечення легкознімності і взаємозамінності окремих її частин , а також зменшення трудомісткості і підвищення безпеки технологічних операцій по розстикуванню чи стикуванню складових частин при відновленні (ремонті), модернізації й утилізації ракети. Крім того, досягти повторного використання окремих елементів конструкції ракети, встановленої для утиліза ції. 4 Поставлене завдання досягається тим, що в уніфікованій некерованій авіаційній ракеті, яка містить бойову частину з підривним пристроєм і ракетний двигун, на сопловій частині якого змонтовані за допомогою кріпильних елементів аеродинамічне оперення, що розкривається, і стакан з контактами, який забезпечує електромеханічний зв'язок ракети з блоком гармат, при цьому стакан з контактами розташований сопловій частині ракетного двигуна і зафіксований, наприклад, за допомогою стопорів, які підтиснуті розрізним кільцем і мають кутовий профіль, горизонтальна полиця якого встановлена в поперечну проточку, виконану на сопловій частині ракетного двигуна, а вертикальна полиця заведена в поперечний проріз, виконаний на стакані ч контактами, і має можливість відгинатися під впливом поздовжньої сили, причому пера оперення складені усередині стакана з контактами, а бойова частина механічно зв'язана з переднім дном ракетного двигуна, відповідно до винаходу в ній бойова частина і стакан ч контактами виконані легкознімними і взаємозамінними у місцях установки і кріплення, причому бойова частина сполучена з переднім дном ракетного двигуна по гладкій циліндричній поверхні з можливістю вільно переміщатися і фіксува тися за допомогою знімних кріпильних елементів, виконаних, наприклад, у вигляді гвинта з конусною голівкою, а розрізне кільце, що підпирає стопор стакана з контактами, встановлене в поперечну проточку, виконану на сопловій частині ракетного двигуна, і має можливість переміщатися в поздовжньому напрямку до моменту виходу його з-під стакана і звільнення стопорів. Крім того, в уніфікованій некерованій авіаційній ракеті бойова частина механічно зв'язана з переднім дном ракетного двигуна, наприклад, за допомогою перехідної втулки, вільно наверненої на зовнішню різьбову поверхню обичайки бойової частини з можливістю підтиснення осколкової сорочки бойової частини, при цьому перехідна втулка має циліндричну частину, сполучену зі внутрішньою циліндричною поверхнею переднього дна ракетного двигуна та фланцеву частину, сполучену з відповідним конічним посадковим місцем переднього дна ракетного двигуна, при цьому з тильного боку фланцевої частини переднього дна ракетного двигуна виконано похилі пази, що забезпечують установлення, наприклад, гвинтів з конусною голівкою під визначеним кутом до поздовжньої осі ракети, що дає можливість притиснення бойової частини до фланцевої частини переднього дна ракетного двигуна, а до торця бойової частини навернена кришка, буртик якої підтиснутий до торця циліндричної частини перехідної втулки через ущільнювальну прокладку, при цьому носовий обтікач закріплений до шпангоута (силового кільця) з можливістю його зняття без деформування обичайки бойової частини. Крім того, в уніфікованій некерованій авіаційній ракеті розрізне кільце закріплене до циліндричної поверхні поперечної проточки, виконаної на сопловій частині ракетного двигуна, за допомогою 5 47345 6 знімних гвинтів, при цьому розрізне кільце підтисвиконавчий механізм) 16, а на її зовнішню різьбову нене до стопорів стакана за допомогою гвинта з поверхню - захисна кришка 17, буртик якої підтисконічною голівкою, посадженого в лунку, утворену нений до торця перехідної втулки 15 через ущільконічними пазами на буртику поперечної проточки нювальну прокладку 18. та торцевої частини розрізного кільця або ж розріНа фіг.2 і на фіг.3 показано два можливих вазне кільце підтиснене до стопорів за допомогою ріанти сполучення посадкового місця перехідної гайки, внутрішній діаметр якої перевищує зовнішвтулки 15 з відповідною посадковою частиною ній діаметр підстаканної соплової частини, причо(гніздом) переднього дна 19 ракетного двигуна, що му між буртиком поперечної проточки і торцем вкручений у різьбову частину корпуса 20. У перрозрізного кільця утворений зазор, ширина якого шому випадку стик за місцем установки гвинтів 6 дорівнює величині необхідного ходу розрізного здійснений по ступінчастій циліндричній поверхні, кільця, при цьому торцева частина стакана і контаа в др угому випадку - по конічній поверхні, причокти закриті захисним чохлом, виконаним, наприму в останньому випадку на тильній стороні фланклад, з еластичного матеріалу. цевої частини переднього дна ракетного двигуна, Оснащення уніфікованої некерованої авіаційна буртику поперечної кільцевої проточки 21 виконої ракети легкознімними і взаємозамінними у міснано похилі пази 22, що забезпечують установку цях установки і кріплення бойовою частиною у гвинтів 23 з конічною голівкою під визначеним кувзаємозв'язку з переднім дном ракетного двигуна і том до поздовжньої осі ракети. стаканом з контактами у взаємозв'язку із сопловою На фіг.4 і фіг.5 показано два можливих варіанчастиною ракетного двигуна, дає змогу створити ти закріплення знімного стакана 3 на сопловій часуніфіковану некеровану авіаційну ракету, що містині 24 ракетного двигуна, причому в обох варіантить нову сукупність істотних ознак, наведених у тах пера 25, що розкриваються і є аеродинамічним формулі винаходу і таких, що з умовлюють підвиоперенням ракети, складені під стаканом 3 і закріщення показників ремонтоздатності і терміну слуплені в поздовжніх прорізах соплової частини за жби, а також зменшують трудомісткість і підвищудопомогою осі 26, а стакан 3 розміщений на сопють безпеку технологічних операцій по ловій частині 24 за допомогою ущільнювального розстикуванню чи стикуванню складових частин гумового кільця 27 і закріплений за допомогою при відновленні (ремонті), модернізації й утилізації стопорів 7, що підтиснені за допомогою розрізного з можливістю повторного використання окремих кільця 8, встановленого в поперечну кільцеву проелементів конструкції ракети. точку, виконану на сопловій частині ракетного двиСуть винаходу представлена на кресленнях, гуна, при цьому між буртиком поперечної проточки де на фіг.1 представлено загальний вид уніфіко28 і торцем розрізного кільця 8 утворений зазор, ваної некерованої авіаційної ракети; на фіг.2 - місширина якого дорівнює величині необхідного ходу це стику бойової частини з переднім дном ракетрозрізного кільця для зняття стакана із соплової ного двигуна (варіант 1); на фіг.3 - місце стику частини ракетного двигуна. Конструктивно кожний бойової частини з переднім дном ракетного двигустопор являє собою кутовий профіль, горизонтана (варіант 2); на фіг.4 - місце стику стакана з конльна полиця якого встановлена в поперечну кільтактами із сопловою частиною ракетного двигуна цеву проточку, виконану на сопловій частині раке(варіант 1); на фіг.5 - місце стику стакана з контактного двигуна, а вертикальна полиця заведена в тами із сопловою частиною ракетного двигуна (вапоперечний проріз, виконаний на стакані 3 і має ріант 2). можливість відгинатися під впливом поздовжньої Уніфікована некерована авіаційна ракета міссили тяги двигуна при відстиковці ракети від статить ракетний двигун 1, на якому змонтовані знімні кана. бойова частина 2 і стакан 3 з контактами 4. ТорцеУ першому випадку розрізне кільце 8 підтиснува частина стакана і контакти закриті захисним те до стопорів 7 за допомогою гайки 29, внутрішній чохлом 5, виконаним з еластичного матеріалу, що діаметр якої перевищує зовнішній діаметр підстазнімається зі стакана при установці ракети в ствол канної частини соплової частини ракетного двигублоку гармат. Знімна бойова частина 2 прикріплена. При цьому розрізне кільце додатково закріплена до ракетного двигуна за допомогою гвинтів 6 (з не за допомогою гвинтів 9. У другому випадку конічною голівкою), а знімний стакан 3 - за допорозрізне кільце підтиснуте стопором 7 і закріплене могою стопорів 7, розрізного кільця 8 і гвинтів 9 (з до соплової частини за допомогою гвинтів 30 із конічною голівкою). збільшеною конічною голівкою, що посаджені у Бойова частина містить обтікач 10, знімно завідповідні лунки, утворені конічними пазами на кріплений (із забезпеченням герметичності) до буртику поперечної проточки і торці розрізного шпангоута (силового кільця) 11, що герметично кільця 8. прикручений до різьбової частини обичайки 12 Для фіксації ракети в стволі блоку гармат у бойової частини. До носової частини обтікача 10 стакані 3 передбачено буртик 31, а для фіксації герметично прикручений контактний датчик (пьеракети в тарі - поперечна кільцева проточка 21, зогенератор) 13. На зовнішній частині обичайки 12 виконана на передньому дні 19 ракетного двигуна. з боку ракетного двигуна вільно розміщена осколРобота запропонованого пристрою полягає в кова сорочка 14, що може бути виконана у вигляді наступному. Для відстиковки бойової частини 2 від окремих дисків, підтиснених за допомогою перехіракетного двигуна 1 спочатку знімають гвинти 6 дної втулки 15, вільно наверненої на зовнішню (варіант 1) чи гвинти 23 (варіант 2), потім вручну різьбову поверхню обичайки 12. З боку торцевої витягають бойову частину до повного звільнення частини на внутрішню різьбову поверхню обичайки посадкового місця перехідної втулки 15 із гнізда 12 прикручений підривний пристрій (запобіжнопереднього дна 19 ракетного двигуна. С тикування 7 47345 8 бойової частини з ракетним двигуном здійснюєтьПри підготовці ракети до пуску захисний чохол ся в зворотному порядку: заводять вручну бойову 5 знімають. Ракету встановлюються в ствол блоку частину посадковим місцем у гніздо переднього гармат до упору і фіксують в цьому положенні за дна ракетного двигуна до упору і закріплюють гвидопомогою буртика 31 стакана 3. Під час пуску нтами. ракети електричний імпульс від блоку гармат надДля розстикування стакана 3 від соплової часходить до ракетного двигуна через контакти 4 статини 24 ракетного двигуна 1 спочатку знімають кана 3. У момент запуску ракетного двигуна під гвинти 9 і відкручують гайку 29 (варіант 1), потім впливом його сили тяги відгинаються стопори 7 і переміщують розрізне кільце 8 у поздовжньому відбувається відстиковка ракети від стакана 3. напрямку на величину наявного зазору (ходу) і Після вильоту ракети із ствола блоку гармат роззнімають стопори 7. Після чого вручну стягують криваються пера 26, а при зустрічі з ціллю спрастакан 3 із соплової частини ракетного двигуна. В цьовує підривний пристрій і розривається бойова другому випадку (варіант 2) спочатку знімають частина. гвинти 28 і повторюють наведені вище операції. Таким чином, в уніфікованій некерованій авіаСтикування стакана із сопловою частиною ракетційній ракеті шляхом забезпечення легкознімності і ного двигуна здійснюється в зворотному порядку: взаємозамінності окремих її частин досягається надягають вручну стакан на соплову частину і чепідвищення показників ремонтоздатності і терміну рез наявні в стакані прорізі встановлюють стопори служби, а також зменшення трудомісткості і під7 у поперечну кільцеву проточку, виконану на сопвищення безпеки технологічних операцій по розловій частині, потім встановлюють розрізне кільце стисковці складових частин при відновленні (ре8 на своє посадкове місце (у поперечну кільцеву монті), модернізації й утилізації ракети. проточку, виконану на сопловій частині) і заводять Крім того, досягається повторне використання його під стакан до упора із стопорами 7. Після чого окремих елементів конструкції ракети, виставленої розрізне кільце підтискують гайкою 29 і закріплюдо утилізації. ють гвинтами 9 (варіант 1) або ж підтискують і заУ даний час це технічне рішення знаходиться кріплюють гвинтами 28 (варіант 2). на стадії ескізної документації. ДП «Український інститут промислов ої в ласності» (Укрпатент) вул. Сім’ї Хохлов их, 15, м. Київ , 04119, Україна (044) 456 – 20 – 90 ТОВ “Міжнародний науков ий коміт ет” вул. Артема, 77, м. Київ , 04050, Україна (044) 216 – 32 – 71