Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
СПОСОБ ПОДАЧИ СНАРЯДА ИЛИ РАКЕТЫ К МЕСТУ НАЗНАЧЕНИЯ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
СПОСОБ ПОДАЧИ СНАРЯДА ИЛИ РАКЕТЫ К МЕСТУ НАЗНАЧЕНИЯ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

СПОСОБ ПОДАЧИ СНАРЯДА ИЛИ РАКЕТЫ К МЕСТУ НАЗНАЧЕНИЯ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Изобретение относится к области ракетного вооружения и может быть использовано при запуске снарядов и ракет. Сначала производят выброс снаряда или ракеты из ствола под действием сжатого воздуха, нагнетаемого из компрессора, придают ей ускорение и обеспечивают ее полет. При этом встречный поток воздуха вращает ребра турбины, установленной на роторных обмотках возбуждения генератора и электродвигателя, относительно статорных обмоток. При этом вырабатывается электроэнергия для вращения турбины, через которую проходит встречный воздушный поток, создавая реактивную силу. Предусмотрены средства для обеспечения маневра во время полета ракеты. Управление ракетой производится от радиолокационной наземной установки. Изобретение позволяет снизить энергозатраты для обеспечения полета снаряда или ракеты. 2 с. и 2 з. п. ф-лы, 1 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2172462
Класс(ы) патента: F41F3/00, F03G7/00
Номер заявки: 99118930/02
Дата подачи заявки: 30.08.1999
Дата публикации: 20.08.2001
Заявитель(и): Казаков Владимир Михайлович
Автор(ы): Казаков В.М.
Патентообладатель(и): Казаков Владимир Михайлович
Описание изобретения: Изобретение относится к области ракетного вооружения, в том числе к ракетно-космической технике, в частности к осуществлению подачи снаряда, ракеты или космической техники к месту назначения.
Широко известны способы подачи снарядов, ракет, космической техники к месту назначения, которые заключаются в взрыве взрывчатого вещества или в сгорании горючего вещества с выбросом его в обратную сторону полета, обеспечивая этим движение снаряда, ракеты, космической техники вперед.
Недостатком известных способов является то, что они не обеспечивают необходимой дальности полета при расходе большого количества взрывчатых, горючих веществ.
Наиболее близким техническим решением к заявленному изобретению является известные из патента FR 2023662, кл. F 41 F 3/00, 1970 г. способ и устройство для его осуществления.
Из вышеназванного патента известен способ подачи снаряда или ракеты к месту назначения, включающий подачу сжатого газа от компрессора в камеру сжатия и его воздействие на заслонку для ее перемещения после расфиксации по направляющим ствола, обеспечивая давление на корпус снаряда или ракеты и выбивая снаряд или ракету из ствола на определенное расстояние, осуществление дальнейшего полета под воздействием ракетного двигателя.
Из того же патента известно устройство для подачи снаряда или ракеты к месту назначения, содержащее ствол, имеющий заслонку с полозками, фиксируемую фиксаторами, камеру сжатия, компрессор для подачи сжатого воздуха, двигатель, устанавливаемый на корпусе снаряда или ракеты.
Однако известный способ и устройство для его осуществления не обеспечивают необходимой дальности полета, требуют больших энергетических затрат. Кроме того, затруднено осуществление маневрирования летательного аппарата во время полета.
Задачей изобретения является увеличение дальности полета, снижение энергетических затрат и обеспечение маневрирования снаряда или ракеты во время полета.
Эти задачи решаются за счет того, что в способе подачи снаряда или ракеты к месту назначения, включающем подачу сжатого газа от компрессора в камеру сжатия и его воздействие на заслонку для ее перемещения после расфиксации по направляющим ствола, обеспечивая давление на корпус снаряда или ракеты и выбивая снаряд или ракету из ствола на определенное расстояние, осуществление дальнейшего полета под воздействием ракетного двигателя, согласно изобретению в качестве ракетного двигателя используют турбину, закрепленную на роторных обмотках возбуждения генератора и электродвигателя, при этом встречный воздушный поток направляют на ребра турбины, обеспечивая ее вращение вместе с роторными обмотками возбуждения генератора и электродвигателя относительно статорных обмоток для выработки электроэнергии для вращения турбины вместе с роторными обмотками, через которую проходит воздушный поток, часть которого выбрасывают через предусмотренные для этого в корпусе снаряда или ракеты окна управления полетом для обеспечения маневра во время полета снаряда или ракеты, заключающегося в изменении высоты полета и поворота в ту или иную сторону, при этом открытие или закрытие окон управления полетом, осуществляют посредством радиоприемной обоймы, установленной на передней части снаряда или ракеты и принимающей радиосигналы от наземного радиолокационного устройства.
Кроме того, в способе дальность полета и продвижение вперед обеспечивают посредством забора встречного воздушного потока и выброса его с противоположной стороны при работе турбины, генератора и электродвигателя.
Согласно изобретению после выстрела заслонку камеры сжатия возвращают в первоначальное положение с помощью давления сжатого воздуха, подаваемого в дуло ствола по трубопроводам, установленным с двух сторон вдоль ствола, при этом их сопла после выстрела размещают над дулом ствола, а после установки заслонки на место ее фиксируют фиксатором, устанавливая щечки затвора на щечки фиксаторов.
Способ реализуется с помощью устройства для подачи снаряда или ракеты к месту назначения, содержащего ствол, имеющий заслонку с полозками, фиксируемую фиксаторами, камеру сжатия, компрессор для подачи сжатого воздуха, двигатель, устанавливаемый на корпусе снаряда или ракеты, в котором согласно изобретению двигатель представляет собой турбину с ребрами, посаженную на корпусе снаряда или ракеты, при этом ребра турбины размещены на роторной обмотке возбуждения генератора и электродвигателя с возможностью вращения над статорными обмотками генератора и электродвигателя, посаженными на тело снаряда или ракеты, корпус которых закрыт с двух сторон планшайбами, в которых выполнены окна для поступления и выброса воздушного потока, на передней части тела снаряда или ракеты, находящейся вне корпуса, размещена радиоприемная обойма для приема сигнала управления полетом от локатора радиолокационного устройства на открытие и закрытие окон корпуса, имеющего крылышки для обеспечения устойчивости полета.
На чертеже изображено устройство для подачи снаряда или ракеты к месту назначения, имеющее корпус 1, роторные обмотки 2 генератора и электродвигателя, на которых установлены турбинные ребра 2' статорные обмотки 3, которые смонтированы на теле 4 снаряда или ракеты.
В передней части тела вне корпуса 1 имеется радиоприемная обойма 5, по команде которой производится открытие окон 18, расположенных в передней части корпуса 1.
Заслонка 6 в стволе 7 перемещается по направляющим 8 с помощью полозков 6'. По обеим сторонам ствола расположены трубопроводы 10. Корпус 1 с обеих сторон закрыт планшайбами 11 и 12, которые имеют окна 11' и 12' для поступления и выброса воздушного потока.
Подача воздуха в камеру сжатия 13 производится по трубопроводу от компрессора 19. Имеются фиксаторы 14 с щечками 15 и замок 17 с щечками 16. От радиолокационного наземного устройства 20, имеющего локатор 21, подаются радиосигналы 22. На теле ракеты установлены крылышки 5' для обеспечения устойчивости полета.
Запуск снаряда или ракеты производится следующим образом.
После установки снаряда или ракеты или другой космической техники в дуло ствола 7 производится накачка воздуха в камеру сжатия 13 по трубопроводу от компрессора 19 до максимального давления. Затем производится открытие фиксаторов 14, которые откидываются с помощью пружины при снятии щечек 15 с щечек 16 замка 17. После этого заслонка 6 по направляющим 8 продвигается вперед, давит на корпус 1 снаряда или ракеты и выбрасывает его из ствола 7, обеспечивая при этом определенную дальность полета. Встречный воздушный поток давит на ребра 2' турбины, которые закреплены на роторных обмотках 2 возбуждения генератора и электродвигателя, обеспечивая ее вращение вместе с роторными обмотками 2 относительно статорных обмоток 3. Поглощаемый воздушный поток выбрасывается в противоположную полету сторону, обеспечивая продвижение снаряда или ракеты реактивной силой. При этом генератор вырабатывает электроэнергию, подавая ее в обмотку электродвигателя, который при этом работает более стабильно и вращает всю турбину вместе с роторными обмотками возбуждения.
Турбина поглощает встречный воздушный поток и выбрасывает его, создавая реактивную силу и обеспечивая продвижение снаряда или ракеты.
Снижение, набор высоты, поворот в ту или иную сторону производится открытием окон 18, расположенных в передней части корпуса, через которые проходит воздушный поток.
Открытие окон 18 управления производят с помощью радиоприемной обоймы 5, принимающей радиосигналы 22 от локатора 21 радиолокационного наземного устройства 20.
Крылышки 5', расположенные по отношению друг к другу под углом 45o, обеспечивают устойчивость (предотвращают вращение) снаряда или ракеты при полете.
Формула изобретения: 1. Способ подачи снаряда или ракеты к месту назначения, включающий подачу сжатого газа от компрессора в камеру сжатия и его воздействие на заслонку для ее перемещения после расфиксации по направляющим ствола, обеспечивая давление на корпус снаряда или ракеты и выбивая снаряд или ракету из ствола на определенное расстояние, осуществление дальнейшего полета под воздействием ракетного двигателя, отличающийся тем, что в качестве ракетного двигателя используют турбину, закрепленную на роторных обмотках возбуждения генератора и электродвигателя, при этом встречный воздушный поток направляют на ребра турбины, обеспечивая ее вращение вместе с роторными обмотками возбуждения генератора и электродвигателя относительно статорных обмоток для выработки электроэнергии для вращения турбины вместе с роторными обмотками, через которую проходит воздушный поток, часть которого выбрасывают через предусмотренные для этого в корпусе снаряда или ракеты окна управления полетом для обеспечения маневра во время полета снаряда или ракеты, заключающегося в изменении высоты полета и поворота в ту или иную сторону, при этом открытие или закрытие окон управления полетом осуществляют посредством радиоприемной обоймы, установленной на передней части снаряда или ракеты и принимающей радиосигналы от наземного радиолокационного устройства.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что дальность полета и продвижение вперед обеспечивают посредством забора встречного воздушного потока и выброса его с противоположной стороны при работе турбины, генератора и электродвигателя.
3. Способ по п.1, отличающийся тем, что после выстрела заслонку камеры сжатия возвращают в первоначальное положение с помощью давления сжатого воздуха, подаваемого в дуло ствола по трубопроводам, установленным с двух сторон вдоль ствола, при этом их сопла после выстрела размещают над дулом ствола, а после установки заслонки на место ее фиксируют фиксаторами, устанавливая щечки затвора на щечки фиксаторов.
4. Устройство для подачи снаряда или ракеты к месту назначения, содержащее ствол, имеющий заслонку с полозками, фиксируемую фиксаторами, камеру сжатия, компрессор для подачи сжатого воздуха, двигатель, устанавливаемый на корпусе снаряда или ракеты, отличающееся тем, что двигатель представляет собой турбину с ребрами, посаженную на корпусе снаряда или ракеты, при этом ребра турбины размещены на роторной обмотке возбуждения генератора и электродвигателя с возможностью вращения над статорными обмотками генератора и электродвигателя, посаженными на тело снаряда или ракеты, корпус которых закрыт с двух сторон планшайбами, в которых выполнены окна для поступления и выброса воздушного потока, на передней части тела снаряда или ракеты, находящейся вне корпуса, размещена радиоприемная обойма для приема сигнала управления полетом от локатора радиолокационного устройства на открытие и закрытие окон корпуса, имеющего крылышки для обеспечения устойчивости полета.