Поиск патентных документов

Наиболее близкой к заявляемой ракете конструктивно, по достигаемому результату и выбранной в качестве прототипа, является ракета, стартующая из пусковой трубы, например полицейской винтовки, содержащая длинный корпус, форма которой позволяет вставлять ее в пусковую трубу. Корпус ракеты снабжен стабилизирующими перьями, установленными с возможностью перемещения в осевом направлении вдоль корпуса. При перемещении вперед перья позволяют поместить ракету в пусковой трубе, а при выходе ракеты из пусковой трубы они занимают рабочее положение для обеспечения стабилизации полета. Ракета снабжена ракетным двигателем с воспламенителем для запуска. Ракета установленным на заднем конце двигателя. Ракета предназначена для транспортировки троса для спасения жизни, один конец которого закрепляют на ней перед выстреливанием из пусковой трубы (см. п. США № 4505179 по кл. F 42 В 13/56, заявл. 2.08.82, опубл. в реферативном бюллетене «Изобретения стран мира, 1985 г., вып. 102, № 11, с. 13 «Линемет).

Управлять по крену элеронами не имеет смысла, т.к. размах рулей на ракетах примерно равен размаху крыла или даже превышает его. И применение элеронов или интерцепторов только усложнит конструкцию и увеличит вес ракеты /потребуется 2 дополнительных привода и электропитание для них/. Аэродинамическая стабилизация ракеты по тангажу /к ракете с плоским крылом применима самолетная терминология/ производится соответствующим местоположением крыла по длине ракеты. Для стабилизации ракеты по рысканью имеется 2 небольших киля, лежащих в перпендикулярной крыльям плоскости, или 4 киля, расположенных парами Х-образно или крестообразно. Т.е. ракета имеет “самолетный” вид с одним существенным отличием: ее конструкция и управление симметричны относительно плоскости крыла без разделения на “верх” и “низ”. См. фиг.3, 4, 6. То есть ракета способна совершать маневры с одинаковой перегрузкой по тангажу как “вверх”, так и “вниз”. Возможен, особенно для ракет В-В, вариант, когда ракета может не иметь килей.

Указанного недостатка лишены устройства для электрического соединения ракеты с пусковым контейнером, снабженные электроразъемами, установленными на корпусе ракеты, и устройствами отведения колодки электроразъема при его расстыковке в момент старта ракеты либо перед стартом. Так, например, в устройстве [2], являющемся прототипом настоящего предлагаемого изобретения, одна из колодок электроразъема, соединяющего ракету с пусковой установкой, размещена в корпусе ракеты заподлицо с его наружной поверхностью, а ответная колодка состыкована с ней и снабжена пиротехническим устройством расстыковки колодок электроразъема перед пуском ракеты.

... Ракета содержит четыре неподвижных крыла, четыре предрулевых стабилизатора и четыре плоских дифференциальных аэродинамических руля, плоскости которых совпадают с соответствующими плоскостями четырех неподвижных крыльев и расположены на корпусе плюс-образно; ракета содержит четыре неподвижных крыла, четыре предрулевых стабилизатора и четыре плоских дифференциальных аэродинамических руля, плоскости которых совпадают с соответствующими плоскостями четырех неподвижных крыльев и расположены на корпусе икс-образно; ракета содержит гаргрот - п.п.2-4 формулы соответственно. Технический результат выражается в повышении маневренных свойств ракеты, особенно на дозвуковых и околозвуковых скоростях полета без существенного изменения аэродинамической компоновки ракеты за счет расширения диапазона балансировочных углов атаки ракеты и диапазона располагаемых перегрузок в сторону их увеличения.

Изобретение относится к ракетам класса «воздух-воздух». Известны подобные ракеты, см. например, пат. №2439476, содержащие фюзеляж, двигатель, и головку самонаведения (далее ГСН). Недостатком известных ракет является невозможность пуска назад. Когда-то некие неучи попробовали пускать с самолета ракету назад, но, как и следовало ожидать, ракета развернулась и стала догонять выпустивший ее самолет. Задача и технический результат изобретения - возможность пуска ракеты назад в секторе +- 135-180° (относительно носа самолета). Для этого ракета имеет, как обычно, фюзеляж, двигатель и головку самонаведения, но имеет оперение, установленное с возможностью менять свое положение относительно центра масс ракеты, а также имеет отцепляемый парашют, уложенный в сбрасываемый обтекатель, расположенный перед носовой частью ракеты.

... Ракета против ракеты, - М.: Воениздат, 1963, с. 159-161, описан противоракетный снаряд "Найк Зевс", выполненный в виде противоракетной трехступенчатой ракеты для выведения из строя системы наведения и управления приближающейся атакующей управляемой ракеты противника без соударения противоракеты с ракетой противника и содержащий, в частности, корпус с отсеком. Поражающим фактором такого противоракетного снаряда является выделение большого количества энергии при его взрыве, выводящей из строя систему наведения ракеты противника. Недостатком такого снаряда является то, что он должен наводиться на свою цель с очень высокой точностью, и его взрыв должен осуществляться в непосредственной близости перед головной частью ракеты противника, так как в противном случае все поражающие факторы будут действовать значительно слабее и в течение более короткого промежутка времени, что снижает вероятность выведения из строя системы наведения ракеты противника.

Техническим результатом является увеличение диапазона ракеты. Достигается тем, что имеет два подвижных колеса, расположенных на корпусе ракеты. Оси колес совпадают с осью ракеты. На чертеже показана ракета. Конструкция включает корпус 1. В корпусе 1 находится паз 2 в виде ласточкина хвоста, куда вставляются мотор-редукторы 3. На мотор-редукторы 3 надеты шестеренки 4, которые сцеплены с зубчатыми колесами 5. Зубчатые колеса 5 приделаны к колесам 6. Мотор-редукторы 3 и колеса 6 стопорятся стопорами 7. Конструкция работает следующим образом: в ракете, опустившейся на планету, включаются мотор-редукторы 3, которые вращают шестеренки 4, а те вращают зубчатые колеса 5 и колеса 6, тем самым происходит перемещение ракеты по планете.

При использовании ракеты согласно изобретению обеспечивается поражение воздушных целей, в том числе высокоманевренных истребителей и штурмовиков днем и ночью, в простых и сложных метеоусловиях, с любых направлений (всенаправленность) при активном информационном (помеховом) и маневренном противодействии противника. Ракета способна поражать такие специфические цели, как крылатая ракета, ракета "воздух-воздух" и т.д. Ракета с заявленным соотношением размеров решает задачу размещения на пусковой установке в условиях жестких габаритных ограничений. Оптимальный диапазон параметров найден по результатам многочисленных исследований ракет различной геометрии в аэродинамических трубах и подтвержден результатами летных испытаний. Ракета с данным соотношением геометрических размеров обеспечивает высокие аэродинамические характеристики во всем диапазоне ее применения.

Изобретение относится к космонавтике и служит для плавного приземления ракеты. Известна конструкция ракеты (см. «Политехнический словарь» И.И.Артоболевский. М., 1977 г., стр. 412), состоящей из корпуса, двигателя и стабилизатора. Данная ракета не планирует при приземлении. Изобретение направлено на устранение данного недостатка. Достигается тем, что стабилизатор выполнен в виде упругой деформирующей ленты в форме цилиндра, с одним съемно-крепежным концом. На фиг.1 изображена ракета, на фиг.2 - вид сбоку и на фиг.3 - вид сверху при отцепившемся съемно-крепежном конце 4. Ракета состоит из корпуса 1 с двигателем 2. К корпусу 1 крепятся цилиндрические стабилизаторы 3 с одним съемно-крепежным концом 4. Конструкция работает следующим образом. При опускании ракеты вниз съемно-крепежный конец 4 отцепляется, цилиндрические стабилизаторы 3 выпрямляются и ракета планирует вниз.

При использовании ракеты согласно изобретению обеспечивается поражение воздушных целей, в том числе высокоманевренных истребителей и штурмовиков днем и ночью, в простых и сложных метеоусловиях, с любых направлений (всенаправленность) при активном информационном (помеховом) и маневренном противодействии противника. Ракета способна поражать такие специфические цели как крылатая ракета, ракета "воздух - поверхность" и т.д. Ракета с заявленным соотношением размеров решает задачу размещения на пусковой установке в условиях жестких габаритных ограничений. Оптимальный диапазон параметров найден по результатам многочисленных исследований ракет различной геометрии в аэродинамических трубах и подтвержден результатами летных испытаний. Ракета с данным соотношением геометрических размеров обеспечивает высокие аэродинамические характеристики во всем диапазоне ее применения.

Полет ракеты продолжается до полной выработки монотоплива при программируемом наддуве оставшейся части Ц для бескавитационной работы ТНА ЖРД (камер сгорания 9). После полной выработки монотоплива нижние ступени предлагаемой ракеты отделяют, и полет ракеты продолжается по программе классической многоступенчатой ракеты при осуществлении движения с помощью тяги двигателей верхних ступеней. Для определения эффективности схемного решения по предлагаемой ракете нами проведены расчетные оценки. За базовый вариант для оценок была принята ракета классической многоступенчатой схемы с последовательным расположением ступеней [3]. Были определены характеристики ракеты базового варианта, а затем для предлагаемой ракеты были проведены оценки характеристик для 2-х ее вариантов. 1. При одинаковых габаритных размерах ракет базового и предлагаемого вариантов; 2. При одинаковых стартовых массах ракет базового и предлагаемого вариантов.

На чертеже представлена противоградовая ракета, которая содержит корпус 1, головной обтекатель 6, сопло 3, стабилизаторы 12. В корпусе размещены заряды твердого топлива первого 4 и второго 5 режимов, передняя крышка 1, на которой установлено пиротехническое устройство 9. На торцевой поверхности заряда первого режима установлен воспламенитель 7. Заряд второго режима содержит на наружной цилиндрической поверхности дополнительную поверхность горения 8 и несквозной канал 10 со стороны передней крышки. Противоградовая ракета работает следующим образом. После подачи команды на запуск ракеты задействуется воспламенитель 7, от которого воспламеняются заряды первого 4 и второго 5 режимов. Совместное горение зарядов обеспечивает стартовый режим работы, при котором ракета сходит с направляющих пускового устройства. При этом сгорание заряда первого режима происходит опережающе по отношению к части заряда второго режима, находящейся между каналом 13 и поверхностью 8.

Известна конструкция ракеты (см. Политехнический словарь. И.И.Артоболевский М., 1977 г., стр.412), состоящей из корпуса, бака, крыльев и сопел. Данная конструкция не компактна и энергозатратна. Изобретение направлено на устранение данного недостатка. Достигается тем что бак имеет форму круглой гармошки, а сопла имеют разные выходные отверстия, которые по мере удаления от оси ракеты увеличиваются. Сопла расположены в конусном варианте со смещением. На фиг.1 изображена ракета. На фиг.2 - вид слева. Он состоит из корпуса 1 с крыльями 2. К корпусу 1 крепятся малые сопла 3, средние 4 и большие 5, а также бак 6 в виде круглой гармошки. Ракета работает следующим образом. При полете мощность больших сопел 5 поддерживается мощностью средних сопел 4, а мощность средних сопел 4 поддерживается мощностью малых сопел 3. По мере расхода горючего бак 6 складывается.

Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в конструкциях ракет, преимущественно высокоскоростных, снабженных бортовым устройством для расстыковки электрических коммуникаций ракеты с транспортно-пусковым контейнером (ТПК) либо пусковой установкой. Известна ракета (Патент РФ на изобретение №2247920 от 22.07.2003 МПК F41F 3/055), выбранная нами в качестве прототипа, содержащая корпус с колодкой бортового электроразъема, закрепленной в выемке корпуса, люк в месте выхода колодки из корпуса и защитную крышку, закрывающую люк после расстыковки электроразъема. Данное устройство обеспечивает защиту контактов отстыкованной колодки электроразъема ракеты от воздействия кинетического нагрева вследствие набегающего потока воздуха при высоких скоростях полета. Это исключает возможность замыкания контактов из-за обугливания электроизоляции и последующий отказ бортовой аппаратуры, а следовательно, повышает надежность ракеты.

Известна конструкция ракеты (см. «Политехнический словарь». И.И. Артоболевский. Советская энциклопедия. М., 1977, стр.412), состоящей из корпуса и стабилизатора. Данная ракета не планирует. Изобретение направлено на устранение указанного недостатка. Достигается тем, что стабилизатор имеет в верхней части две подвижные лопасти в виде откидных крыльев. На фиг.1 показана ракета, на фиг.2 - ее вид сбоку. На фиг.3 - ракета при планировании, на фиг.4 - вид сбоку при ее планировании. Конструкция включает корпус 1, к которому крепится стабилизатор 2. К стабилизатору 2 подвижно крепятся подвижные лопасти 3. Устройство работает следующим образом. При снижении ракеты подвижные лопасти 3 раскладываются в разные стороны и ракета планирует.

... соответствует площади миделя ракеты.

Техническим решением является увеличение диапазона ракеты. Достигается тем, что ракета имеет подвижный диск и зигзагообразный пружинный лист, по краям которого расположены сопла. На фиг.1 показана ракета, на фиг.2 - вид А снизу. Конструкция включает: корпус 1 и подвижный диск 2. Подвижный диск 2 насажен на винт 3, который крепится к мотор-редуктору 4. Мотор-редуктор 4 закреплен в корпусе 1. Между корпусом 1 и подвижным диском 2 находится зигзагообразный пружинный диск 5, по краям которого находятся сопла 6. Конструкция работает следующим образом: для изменения расстояния между осями сопел 6 нужно включить мотор-редуктор 4, который повернет винт 3. На винте 3 надет подвижный диск 2, который надавит на зигзагообразный пружинный лист 5, и сопла 6 разойдутся.

Данная ракета не тормозится. Результат достигается тем, что на заднем стабилизаторе имеются двойные подвижные лопасти. На фиг.1 показана ракета, на фиг.2 - ее вид сбоку. На фиг.3 - ракета при торможении, на фиг.4 - вид сбоку при ее торможении. Конструкция включает корпус 1, к которому крепится стабилизатор 2. К стабилизатору 2 подвижно крепятся тормозные лопасти 3. Устройство работает следующим образом. При торможении ракеты тормозные лопасти 3 поворачиваются в разные стороны и ракета тормозится.

Известна ракета со стабилизирующим устройством, запускаемая из пусковой трубы, имеющая две раскрывающихся лопасти, при помощи соединительных пальцев шарнирно соединенных друг с другом и через проушины с основным и подвижным корпусом хвостового отсека ракеты. При выходе ракеты из пусковой трубы подвижный корпус перемещается и раскрывает лопасти стабилизатора. (Заявка Великобритании №1597098, публикация от 3.09.1987 г. №4822, МКИ F 42 B 10/14). Недостаток конструкции - большие размеры и пассивный вес, что затрудняет ее применение в малогабаритных ракетах, т.к. стабилизатор размещен на заднем конце ракеты, его вес сильно влияет на положение центра масс ракеты, что требует соответственно увеличения стабилизирующего момента и соответственно размеров лопастей, что еще более увеличивает пассивный вес, при этом увеличивается аэродинамическое сопротивление ракеты. Кроме того, сложность конструкции снижает надежность.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракет различного назначения, например боевых, осветительных, противоградовых, метеорологических и других, для которых предъявляются высокие требования к параметрам старта. Известна противоградовая ракета "Небо", (см. статью М.Т.Абшаева и др. "Новые противоградовые комплексы "Небо" и "Кристалл"). Запуск указанной ракеты происходит с помощью маршевого двигателя. Невысокая стартовая скорость ракеты при неблагоприятных погодных условиях в точке старта приводит к большому рассеиванию ракет. Известна ракетная пусковая установка (см. патент США N 3712226, МКИ F 42 B 15/10, 15/16), принятая за прототип Установка содержит установленный на пусковую трубу реактивный снаряд с маршевыми двигателями, газогенератор, обеспечивающий запуск снаряда с высокой начальной скоростью.