Рац виктор антонович биография – Рац Василий (Ласло) Карлович Советский и украинский футболист венгерского происхождения, левый полузащитник; тренер

Спортивные биографии

Рац Виктор Антонович 1 аффилированные компании

Рац Виктор Антонович 1 аффилированные компании

Организация help_outline Должность help_outline доля help_outline
АО "МАШЗАВОД "ШТАМП"
временный генеральный директор

ФИО персоны: Рац Виктор Антонович Дисквалифицировано ФНС: нет Судебные решения: нет данных Исполнительные производства: нет данных

Просмотров 29

Все отзывы +0 / 0 / -0

Добавить бизнес-оценку

master.business-rating.company

Акционерное общество "Государственное машиностроительное конструкторское бюро «Вымпел» им. И.И.Торопова"

Акционерное общество
«Государственное машиностроительное конструкторское бюро «Вымпел» им. И.И.Торопова»

Ведущее конструкторское бюро в России по разработке авиационного вооружения в том числе:

  • управляемых ракет класса «воздух-воздух» различного назначения;
  • управляемых ракет класса «воздух-поверхность»;
  • управляемых ракет для сухопутных и морских зенитных комплексов и мишеней на их базе;
  • пусковых и катапультных устройств для авиационных управляемых ракет;
  • балочных и кассетных держателей для подвески бомб и торпед;
  • гондол и блоков для стрелкового оружия и неуправляемых реактивных снарядов;
  • устройств постановки пассивных помех для защиты самолетов и вертолетов;
  • замковых грузоподъемных устройств для самолетов и вертолетов.

Авиационное вооружение разработки Гос МКБ «Вымпел» применяется на всемирно известных боевых самолетах и вертолетах с маркой МиГ, Су, Як, Ту, Ил, Бе, Ми, Ка и эксплуатируется в России, странах СНГ и многих странах мира. Предприятием разработаны и введены в эксплуатацию свыше 200 образцов военной техники и их модификаций, создан научно-технический задел для создания новых перспективных образцов. На предприятии трудится квалифицированный научно-технический персонал, в том числе 4 доктора технических наук, свыше 30 кандидатов технических наук. Через государственного посредника ФГУП «Рособоронэкспорт» и ОАО «Корпорация «Тактическое ракетное вооружение» предприятие активно участвует в военно-техническом сотрудничестве с иностранными государствами.

Более 50 образцов продукции военного назначения Гос МКБ «Вымпел», в том числе, известных во всем мире ракет «воздух-воздух» Р-60, Р-73Э, РВВ-АЕ, Р-27Т (Р, П), «воздух-поверхность» Х-29Т (ТЕ, Л), и «поверхность-воздух» 3М9 эксплуатируются более чем в 30 странах мира.

Основными направлениями в области военно-технического сотрудничества с иностранными государствами являются:

  • поставка инозаказчику продукции военного назначения;
  • выполнение опытно-конструкторских работ по тематике предприятия в интересах инозаказчика;
  • выполнение работ по продлению назначенных сроков службы ранее поставленной инозаказчику продукции военного назначения;
  • выполнение работ по техническому (сервисному) обслуживанию ранее поставленной инозаказчику продукции военного назначения;
  • участие в международных аэрокосмических выставках в России, Франции, Англии, Германии, Австрии, ОАЭ, Индии, Китае, Малайзии, Сингапуре, ЮАР, Чили, Турции, Греции и на Филиппинах.

В КБ создан ряд изделий гражданского назначения с использованием технологий оборонной тематики, в том числе, аэродромное оборудование, буровые установки, аварийно-спасательные пиротехнические ножницы, малогабаритные датчики, мобильная медицинская лаборатория, медицинские микротермоконтейнеры, нагревательные приборы, светильники с использованием старинного дизайна, пористо-сетчатые фильтры для газовых систем различного пользования и пр.


Историческая справка

18 ноября 1949 года – Дата образования предприятия («Завод № 134» — опытный завод по вооружению самолетов). Предприятие было образовано для проектирования и изготовления опытных образцов стрелково-пушечного и бомбардировочного вооружения самолетов.

Торопов Иван Иванович

С начала основания в 1949 году по 1961 год — конструкторское бюро возглавлял ТОРОПОВ Иван Иванович (1907—1977 г.г.), первый руководитель предприятия. В качестве Главного конструктора руководил предприятием с 1949 по 1961 г.г. С 1961 по 1977 г.г. на преподавательской работе в МАИ, профессор. За выдающиеся успехи в создании авиационного вооружения и ракетной техники награжден двумя орденами Ленина, орденом Трудового Красного Знамени, орденом Красной Звезды и многими медалями. Лауреат Государственной (Сталинской) премии СССР, удостоенный в 1950 году за разработку системы вооружения самолета-бомбардировщика Ту-4 вместе с другими специалистами;

1953 год — Завершена разработка типовых агрегатов ПБД (привод бомбового держателя), МВН (механизм взрыв-невзрыв), БК (блокировочная коробка) бомбардировочного вооружения внутрифюзеляжной подвески бомб.

1955 год — Завершена разработка комплексов бомбардировочного вооружения для самолетов Ту-16 и Ту-95. Начались экспериментальные исследования и опытные работы в области разработки ракет класса «воздух–воздух» К-7, К-13 (Р-3С).

1958 год — КБ приступило к разработке отечественной зенитной самонаводящейся ракеты ЗМ9 для войскового зенитного ракетного комплекса «Куб». Для ракеты впервые в мире на «Вымпеле» был создан двигатель нового типа — комбинированный ракетно-прямоточный двигатель (КРПД) на твердом топливе. В течение 1958—83 г.г. было создано 7 модификаций ракеты для комплексов «Куб» и «Бук-1».

1960 год — Запущена в серийное производство ракета класса «воздух-воздух» малой дальности Р-ЗС с тепловой головкой самонаведения (ГСН). Эта ракета и последующие ее модификации (Р-3Р с полуактивной радиолокационной ГСН, Р-13М, Р-13М1) долгое время стояли на вооружении истребителей фронтовой авиации и авиации ПВО МиГ-21, МиГ-23 и др.

Ляпин Андрей Леонидович

С 1961 по 1981 год — Конструкторское бюро возглавил главный конструктор Андрей Леонидович ЛЯПИН (1912—1983 гг.), при котором было продолжено создание ракет класса «воздух-воздух» Р-ЗР, Р-23Р, Р-23Т, Р-24, Р-24Т, Р-73, Р-27Р, Р-27Т, Р-33 и других. Одновременно была закончена разработка ракеты класса «поверхность-воздух» ЗМ9 (комплекс «Куб»).

1963 год — Завершена разработка комплекса БВ-ПЛО для самолета Бе-12.

1965 год — Завершены испытания СПВ-90А-037 на самолете Ту-95. Завершена разработка ракеты Р-3Р, комплекса БВ-ПЛО для вертолета Ка-25 и комплекса БВ-ПЛО для вертолета Ил-38.

1967 год — Завод №134 переименован в Машиностроительный завод «Вымпел» (МЗ «Вымпел»). Завершена разработка комплекса БВ-ПЛО для самолета Ту-142.

7 ноября 1967 года — Ракета 3М9 впервые продемонстрирована на военном параде на Красной площади.

1968 год — Началась разработка ракеты Р-33 для истребителя-перехватчика МиГ-31.

1970 год — Началась разработка первой специализированной ракеты для ближнего боя Р-60. Завершена разработка комплекса БВ второго поколения для самолета Су-24 (М).

1973 год — Приняты на вооружение ракета «воздух–воздух» ближнего боя Р-60, ракета «воздух–воздух» средней дальности Р-23 с двумя сменными ГСН — полуактивной радиолокационной и тепловой для самолетов МиГ-23.

11 октября 1974 года — За успешное выполнение правительственных заданий по созданию новых образцов авиационного вооружения и ракетной техники  в связи с 25-летием образования предприятие награждено орденом Трудового Красного знамени. Главному конструктору А.Л. Ляпину присвоено звание Героя Социалистического Труда, большая группа работников предприятия награждена правительственными наградами.

1978 год — Разработан комплекс бомбардировочного вооружения для сверхзвукового истребителя-бомбардировщика МиГ-25РБ. Принята на вооружение ракета Р-24.

1980 год — Принята на вооружение ракета «воздух–воздух» большой дальности Р-33 с полуактивной радиолокационной ГСН для истребителей-перехватчиков МиГ-31. Принята на вооружение ракета класса «воздух-поверхность» Х-29 для вооружения истребителей-бомбардировщиков и штурмовиков (МиГ-27, Су-17, Су-25 и др.). Ракета имеет две модификации: Х-29Л с полуактивной лазерной ГСН и Х-29Т с пассивной телевизионной ГСН.

Соколовский Геннадий Александрович

С 27 июля 1981 года по 14 декабря 2004 года — конструкторское бюро возглавлял СОКОЛОВСКИЙ Геннадий Александрович. Родился 10 августа 1934 года. Доктор технических наук, профессор, академик Международной и Российской инженерных академий, академик Российской академии ракетно-артиллерийских наук, академик Международной академии информатизации, член Президиума научного совета при Совете безопасности Российской Федерации. Почетный профессор Пекинского и Шанхайского авиационных институтов, Сианского политехнического института и Лоянского Центра оптико-электронной техники. Лауреат Государственной премии Российской Федерации (1998 г.), премии Совета Министров СССР (1990 г.). Заслуженный машиностроитель Российской Федерации. Почетный авиастроитель. С 2006 года – главный научный советник генерального директора.

1981 год — На предприятие переводится группа специалистов НПО «Молния» с передачей тематики по ракетам Р-73, Х-29.

1983 год — Принята на вооружение ракета «воздух–воздух» Р-73 малой дальности и ближнего маневренного боя.

1986 год — Разработан комплекс бомбардировочного и минно-тралового вооружения (БВ и МТВ) для самолета-амфибии «Альбатрос».

1988 год — Принято на вооружение устройство постановки пассивных помех УВ-26.

1989 год — МЗ «Вымпел» переименован в машиностроительное конструкторское бюро (МКБ) «Вымпел». Впервые открыто продемонстрированы ракеты Р-27, Р-73, Р-23, Р-24, Х-29 на выставке «Ходынка-89».

1990 год — Завершены государственные испытания устройства постановки пассивных помех УВ-3А на самолете МиГ-31.

1992 год — МКБ «Вымпел» переименовано в Государственное машиностроительное конструкторское бюро «Вымпел (ГосМКБ «Вымпел»). Предприятие впервые участвует в Международном аэрокосмическом салоне «Мосаэрошоу-1992», и впервые демонстрирует свои изделия за рубежом на Международном аэрокосмическом салоне «Фарнборо-1992».

1994 год — Принята на вооружение ракета «воздух–воздух» средней дальности четвертого поколения PBB-АЕ.

1997 год — Принята на вооружение ракета-мишень 3М20М3.

27 июля 1999 года — Постановлением Правительства Москвы № 686 ГосМКБ «Вымпел» в связи с 50-летием его создания присвоено имя И.И.Торопова — первого главного конструктора предприятия.

18 ноября 1999 года — 50 лет со дня образования ГосМКБ «Вымпел».

2001 год — Новым направлением в работе предприятия являются ОКР по интеграции ракет на самолеты иностранного производства. Интеграция ракеты Р-73Э на самолет ВВС ЮАР «Мираж F1» была показана на Московском авиационно-космическом салоне «МАКС-2001».

В августе 2001 года — Экспозицию предприятия на Международном авиационно-космическом салоне «МАКС-2001» посетил президент Российской Федерации В.В. Путин и мэр г. Москвы Ю.М. Лужков.

В августе 2003 года — Экспозицию предприятия на Международном авиационно-космическом салоне «МАКС-2003» посетил президент Российской Федерации В.В. Путин.

В декабре 2004 года — Исполняющим обязанности генерального директора предприятия назначен БУРАК Борис Корнеевич.

В 2005 году предприятие вошло в состав ОАО «Корпорация «Тактическое ракетное вооружение».

22 июня 2005 года — Федеральное государственное унитарное предприятие «Государственное машиностроительное конструкторское бюро «ВЫМПЕЛ» имени И.И.Торопова преобразовано в открытое акционерное общество «Государственное машиностроительное бюро «ВЫМПЕЛ» имени И.И. Торопова».

14 июля 2005 года – Генеральным директором АО «Гос МКБ «ВЫМПЕЛ» им. И.И.Торопова» назначен РАЦ Виктор Антонович. Родился 23 июля 1960 года. Кандидат технических наук. Ранее руководил ЗАО “Полишелк”, ЗАО “Высокие оптические техологии”, ОАО “Дукс”.

В августе 2007 года — Экспозицию предприятия на Международном авиационно-космическом салоне «МАКС-2007» посетил президент Российской Федерации В.В. Путин.

С 18 декабря 2012 года на должность генерального директора общества назначен Николай Анатольевич Гусев.

26 октября 2015 года — Открытое акционерное общество «Государственное машиностроительное бюро «ВЫМПЕЛ» имени И.И. Торопова» (сокращенно ОАО “ГосМКБ “Вымпел” им. И.И. Торопова”) переименовано в Акционерное общество «Государственное машиностроительное бюро «ВЫМПЕЛ» имени И.И. Торопова» (сокращенно АО “ГосМКБ “Вымпел” им. И.И. Торопова”).

vympelmkb.com

Вымпел (конструкторское бюро) - это... Что такое Вымпел (конструкторское бюро)?

Открытое акционерное общество «Государственное машиностроительное конструкторское бюро „Вымпел“ им. И. И. Торопова»
Тип

Открытое акционерное общество

Год основания

1949

Прежние названия

ФГУП «ГосМКБ „Вымпел“ имени И. И. Торопова»,
ГосМКБ „Вымпел“,
МКБ „Вымпел“,
МЗ „Вымпел“

Основатели

Иван Иванович Торопов

Расположение

 Россия: Москва

Ключевые фигуры

Виктор Антонович Рац (генеральный директор)

Отрасль

авиационное ракетное вооружение

Продукция

Ракеты классов:
«воздух-воздух»,
«воздух-поверхность»,
зенитные ракеты;
мишени, пусковые, катапультные устройства и т. п.

Оборот

▲ 10,8 млрд руб (2008)

Число сотрудников

2857 (2008)

Материнская компания

ОАО "Корпорация «Тактическое ракетное вооружение»

Аудитор

ООО «А. И. Аудит — Сервис» (2008)

Сайт

http://vympelmkb.com

Государственное машиностроительное конструкторское бюро «Вымпел» им. И. И. Торопова, ГосМКБ «Вымпел» — советское, затем российское предприятие по разработке авиационного вооружения. Занимается разработкой управляемых ракет класса «воздух-воздух», «воздух-поверхность», зенитных ракет для систем ПВО и ПРО. Расположено в Москве.

По состоянию на 2009 год имеет организационно-правовую форму открытое акционерное общество. Полное наименование: ОАО «Государственное машиностроительное конструкторское бюро „Вымпел“ им. И. И. Торопова».

История

Днём основания конструкторского бюро считается 18 ноября 1949 года, когда из состава конструкторского бюро авиазавода № 293, который возглавлял Матус Бисноват, было выделено ОКБ-134 с дислокацией на заводе № 134 в Тушино. Этот завод был местом работы ОКБ авиаконструктора П. О. Сухого, однако из-за аварии опытного образца дозвукового реактивного перехватчка Су-15 (первого с этим обозначением) ОКБ было расформировано, а сверхзвуковой реактивный перехватчик Су-17 (первый с этим обозначением) не допущен к испытаниям. Завод был перепрофилирован на системы вооружения и ракетную технику авиационного назначения, П. О. Сухому было предложено заниматься ракетами, но он отказался. Главным конструктором завода и бюро был назначен И. И. Торопов.

Новое конструкторское бюро менее чем за год создало первую отечественную комплексную систему огневой защиты ПВ-20 для самолета-бомбардировщика Ту-4 в составе прицельных станций, установок пулемётно-пушечного вооружения и агрегатов дистанционного управления. За эту разработку И. И. Торопов и другие ведущие специалисты предприятия были удостоены Сталинской премии за 1950 год, многие конструкторы получили правительственные награды.

В 1953 году была завершена работа по типовым агрегатам ПБД (привод бомбардировочного держателя), МВН и БК бомбардировочного вооружения для внутрифюзеляжной подвески бомб. В 1955 году были сданы в производство комплексы бомбардировочного вооружения для самолетов Ту-16 и Ту-95.

С 1954 года начинается активная работа над ракетным вооружением авиационной техники, было получено задание на разработку ракеты К-7 для сверхзвукового перехватчика Т-3 разработки П. О. Сухого. В конструкцию ракеты были заложены принципы модульности, и разрабатывалось целое семейство ракет с единой базой (К-7Л, К-7ЛВ, К-7М, К-7СТ, К-7С-3). Однако работы по ракете К-7 были прекращены.

В процессе работы над ракетной техники в ОКБ были созданы подразделения по разработке систем наведения, электроснабжения, газодинамических и гидравлических систем управления.

Первой законченной разработкой стала ракета класса «воздух-воздух» К-13. Её создание было обусловлено применением американской управляемой ракеты AIM-9 Sidewinder в китайско-тайваньском конфликте 1958 года. Проект был выполнен в сжатые сроки, первый пробный пуск был произведён 21 октября 1959 года, а уже 1 декабря — первый боевой пуск по самолёту-мишени МиГ-15. В серийном производстве, начатом в 1960 году, ракета получила обозначение Р-3С. Она входила в боекомплект истребителей МиГ-19ПГ, МиГ-21, МиГ-23, Су-20, Як-28П. Модификации Р-13Р, Р-13М, Р-13М1 производились в ЧССР, ПНР, Индии, КНР, находились на вооружении в этих странах.

В 1958 году начата разработка полностью оригинальной ракеты 3М9 зенитного ракетного комплекса 2К12 «Куб». В конструкции впервые был применён комбинированный ракетно-прямоточный двигатель. В процессе проектирования, производства и испытаний разработчикам пришлось столкнуться со значительными трудностями, вызванными жёсткими заданными параметрами будущей ракеты. В 1961 году из-за срывов директивных сроков разработки зенитно-ракетного комплекса «Куб» вместо И. И. Торопова главным конструктором был назначен А. Л. Ляпин. Несмотря на срыв сроков и жёсткое административное давление, коллектив справился с задачей создания зенитной ракеты, и созданная конструкция оказалась удачной. Ракета 3М9 была в 1961 году принята на вооружение и выпускалась много лет в различных модификациях, находилась и находится на вооружении советской и российской армии, а также армий более чем 25 стран мира.

В 1967 году «Завод опытного вооружения № 134» был переименован в Машиностроительный завод «Вымпел». После смерти Матуса Бисноват работы были переданы из ОКБ-4 «Молния» на МЗ «Вымпел».

С 1981 по 2005 год генеральный конструктор предприятия — Г. А. Соколовский. В 1987 году Машиностроительный завод «Вымпел» был переименован в "Машиностроительное конструкторское бюро (МКБ) «Вымпел». В 1992 году МКБ «Вымпел» переименовано в Государственное машиностроительное конструкторское бюро "Вымпел (ГосМКБ «Вымпел»).

В мае 2004 года «Вымпел» стал частью ОАО «Корпорация тактического ракетного вооружения».

22 июня 2005 года ФГУП «ГосМКБ „Вымпел“ имени И. И. Торопова» преобразовано в ОАО «ГосМКБ „Вымпел“ имени И. И. Торопова».

С 2005 года по декабрь 2012 года генеральный директор — Виктор Антонович Рац.

Разработки

  • Ракет класса «воздух-воздух»:
  • Терра-3
  • Зенитных ракет:

См. также

Ссылки

dic.academic.ru

Зенитная управляемая ракета

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в мобильных зенитных комплексах. Ракета содержит корпус, размещенные в нем двигательную установку, аппаратуру системы управления, боевое снаряжение, четыре складывающихся аэродинамических руля и четыре складывающихся стабилизатора. Аэродинамические рули установлены на хвостовой части корпуса, а стабилизаторы размещены перед рулями. Стабилизаторы выполнены с площадью меньшей площади рулей, а поворотные части стабилизаторов в процессе раскрытия выполнены с возможностью их сдвига вдоль корпуса в сторону рулей. Технический результат заключается в уменьшении массогабаритных параметров ракеты при обеспечении требуемых аэродинамических характеристик. 2 з.п. ф-лы, 10 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в мобильных зенитных комплексах, хранение и пуск ракет в которых осуществляется из транспортно-пусковых контейнеров.

Известна ракета, выполненная по аэродинамической схеме «утка», содержащая корпус, размещенные в нем двигательную установку, аппаратуру системы управления, боевое снаряжение, а также четыре складных аэродинамических руля, расположенных на корпусе равномерно относительно его продольной оси, и четыре складных стабилизатора, установленных в транспортном положении тандемно с рулями (см. Карпенко А.В. «Российское ракетное оружие 1943...1993 г.», 1993, С-Петербург, стр.83, 84, 98, ракета «Top-M1».

Вышеописанная ракета выбрана в качестве прототипа предлагаемого изобретения, как наиболее близкое по своему назначению и технической сущности решение, совпадающее по целому ряду признаков с предлагаемым изобретением.

В транспортном положении рули и стабилизаторы ракеты сложены, и она размещается в контейнере квадратного сечения, причем выброс ее из контейнера осуществляется катапультой, расположенной внутри его. Такое размещение и схема запуска являются неэффективными по сравнению с возможным размещением ракеты в трубе круглого сечения, поскольку количественно снижается боезапас (по сравнению с потенциально возможным по грузоподъемности комплекса) и усложняется конструкция для запуска (для цилиндрического контейнера возможно использование минометного старта). Это в основном обусловлено выбранной конструкцией ракеты. Действительно, с целью обеспечения стабилизации ракеты по крену стабилизаторы, расположенные на конце корпуса, установлены с возможностью вращения вокруг его продольной оси (в целях устранения влияния косого обдува от рулей). Это тоже увеличивает поперечные габариты неподвижной (корневой) части стабилизаторов. Размеры рулей также значительны, поскольку в основном работают на срывных режимах (углы атаки рулей в схеме «утка» велики). В результате даже при складывающихся рулях и стабилизаторах поперечные размеры ракеты в ее транспортном положении излишне велики.

Задачей изобретения является создание управляемой зенитной ракеты с минимальными массово-габаритными параметрами при обеспечении требуемых аэродинамических характеристик.

Для достижения поставленной задачи в зенитной управляемой ракете, содержащей корпус, размещенные в нем двигательную установку, аппаратуру системы управления, боевое снаряжение, приводы рулей, а также четыре складывающихся аэродинамических руля и четыре складывающихся стабилизатора, расположенных тандемно и включающих корневую и поворотные части, и механизмы их раскрытия, аэродинамические рули установлены на хвостовой части корпуса, а стабилизаторы размещены перед рулями, причем площадь стабилизаторов выбрана меньше площади рулей, а поворотные части стабилизаторов выполнены с возможностью их сдвига в процессе раскрытия вдоль корпуса в сторону рулей до расстояния между ними, не превышающего 0.06·bос, где bос - бортовая хорда стабилизатора, при этом рули и стабилизаторы сложены таким образом, что диаметр описанной вокруг сложенных рулей и стабилизаторов окружности не превышает 1.2·dk, где dk - диаметр корпуса ракеты, а геометрические параметры корпуса, стабилизаторов и аэродинамических рулей, а также их взаимное расположение связаны следующими соотношениями:

λк=Lк/dk=14...16;

λс=lc2/(2·Sc)=1.8...2,2;

ηс=bос/bкс=2,5...3,2;

λp=lp2/(2·Sp)=1.5...2,0;

ηp=bор/bкр=1,8...3,0;

lовр=(13...15)·dk,

где: Lk - длина корпуса ракеты, м;

λк - удлинение корпуса ракеты;

dk - диаметр корпуса ракеты, м;

Sм - площадь миделя корпуса ракеты, м2;

Sc - площадь стабилизатора, м2;

- относительная площадь стабилизатора;

λс - удлинение стабилизатора;

lс - размах стабилизатора, м;

ηс - сужение стабилизатора;

bос - бортовая хорда стабилизатора, м;

bкс - концевая хорда стабилизатора, м;

Sp - площадь руля, м2;

- относительная площадь руля;

λp - удлинение руля;

lp - размах руля, м;

ηp - сужение руля;

bop - бортовая хорда руля, м;

bкр - концевая хорда руля, м;

lовр - расстояние от носка корпуса ракеты до оси вращения руля, м.

При этом механизм раскрытия стабилизатора выполнен в виде работающей на кручение цилиндрической винтовой пружины, закрепленной на корневой части стабилизатора с возможностью воздействия на его поворотную часть, и пружины сжатия, установленной на оси в корневой части стабилизатора с возможностью сдвига поворотной части последнего вдоль корпуса и входа закрепленных на поворотной части стабилизатора фиксирующих штифтов в соответствующие пазы, расположенные в корневой части стабилизатора.

Механизм раскрытия руля выполнен в виде расположенного в выходном валу привода руля подпружиненного толкателя, взаимодействующего своей средней частью с поворотной частью руля, и фиксирующего поворотную часть руля в рабочем положении.

Такое выполнение устройства позволило устранить основные недостатки прототипа. Была снижена площадь рулей, а площадь стабилизаторов выбрана вообще меньшей площади рулей, т.е. уменьшилась наиболее существенно. При этом вследствие больших балансировочных углов атаки корпус ракеты создает не меньшую величину подъемной силы, нежели прототип с его более развитыми рулями и стабилизаторами.

Расстояние между задней кромкой стабилизатора и передней кромкой руля в предложенной ракете целесообразно выбрать минимальным, т.к. кроме функции регулятора начальной статической устойчивости ракеты стабилизатор в данном случае выполняет еще и роль своеобразных направляющих лопаток для набегающего на рули воздушного потока, увеличивая тем самым его эффективность. Введенное выше ограничение на взаимное расстояние между стабилизатором и рулем учитывает этот фактор совместно с технологическими соображениями.

В связи с более простой конструкцией планера ракеты может быть снижена и масса ракеты в целом. В результате сочетания предложенных соотношений и технических решений по механизмам раскрытия стабилизаторов и рулей оказалось возможным обеспечить размещение ракеты в цилиндрическом контейнере минимального поперечного сечения и позволить использовать минометный старт. Это дало возможность увеличить боезапас комплекса при одновременном упрощении схемы старта ракет.

На Фиг.1 изображен общий вид предлагаемой ракеты. На Фиг.2 и 3 представлены поперечные сечения А-А и Б-Б (см. Фиг.1) ракеты в районе установки стабилизаторов и в районе рулей соответственно. На Фиг.4 приведен вид спереди ракеты в ее транспортном положении (вид В).

На Фиг.5, 6 приведен предложенный механизм раскрытия рулей (в сложенном и раскрытом положении соответственно), на Фиг.7 - механизм раскрытия стабилизаторов, а на Фиг.8 - сечение Г-Г (см. Фиг.7).

На Фиг.9 и 10 приведены (для прототипа и предлагаемой ракеты) соответственно зависимости максимального балансировочного угла атаки и зависимости максимальных перегрузок (для высоты около 5 км) от числа Маха.

Ракета согласно изобретению содержит корпус 1 с передним обтекателем 2.

Внутри корпуса 1 размещены аппаратура управления 3, боевое снаряжение 4 и двигатель 5. Ракета выполнена по «нормальной» аэродинамической схеме. В хвостовой части корпуса 1 размещены четыре руля 6 с дифференциальным управлением и четыре стабилизатора 7, установленные непосредственно перед рулями.

Складной руль 6 с механизмом его раскрытия состоит из корневой части 8, поворотной части 9, хвостовика 10, толкателя 11 с конусным отверстием 12, пружины 13 и двух полуосей 14.

Складной стабилизатор 7 с механизмом его раскрытия состоит из корневой части 15 с конусными отверстиями 16, поворотной части 17, цилиндрической винтовой пружины 19, втулки 20, двух штифтов 21, пружины 22 и стопора 23.

Функционирование ракеты после выброса из транспортно-пускового контейнера осуществляется следующим образом. Вначале раскрываются стабилизаторы 7 и рули 6. Раскрытие каждого руля осуществляется следующим образом. Толкатель 11, расположенный в хвостовике вала привода руля, за счет давления пружины сжатия 13 давит на поворотную часть 9 руля (в контейнере поворотная часть руля опирается на стенку контейнера). После разворота поворотной части руля в требуемое положение толкатель 11 продвигается еще на некоторое расстояние, обеспечивая вхождение элемента конструкции поворотной части 9 руля в конусное отверстие 12 на передней части толкателя 11 и осуществляя тем самым полную фиксацию руля 6 в его рабочем положении.

Раскрытие каждого стабилизатора 7 осуществляется следующим образом.

Закрученная цилиндрическая винтовая пружина 19 разворачивает поворотную часть 17 стабилизатора вокруг оси 18 в рабочее положение. После этого пружина сжатия 22, воздействуя на втулку 20, закрепленную на оси 18, перемещает указанную ось с закрепленной на ней стопором 23 поворотной частью 17 стабилизатора назад вдоль корпуса 1 до входа штифтов 21 в конусные отверстия 16, расположенные на корневой части 15 стабилизатора, и тем самым фиксирует стабилизатор в рабочем положении.

После раскрытия рулей и стабилизаторов ракета осуществляет полет в направлении цели в соответствии с полетным заданием и принятым законом наведения.

Как следует из вышепредставленных графиков (см. Фиг.9, 10), максимальные балансировочные углы атаки у предложенной ракеты в 1,6...2,5 раза больше, чем у прототипа, что в итоге обеспечило (даже при меньших размерах несущих поверхностей) возможности по созданию перегрузок, не меньшие, чем у прототипа, а на сверхзвуке (основной режим полета) даже большие.

Итак, предложенная управляемая зенитная ракета с указанными выше соотношениями размеров корпуса, стабилизаторов и рулей обладает меньшими размерами и массой для данного типа ракет, не уступая при этом известным ракетам по маневренным характеристикам. Данное техническое решение позволяет увеличить боезапас мобильных зенитных ракетных комплексов при сохранении их грузоподъемности и габаритных характеристик.

1. Зенитная управляемая ракета, содержащая корпус, размещенные в нем двигательную установку, аппаратуру системы управления, боевое снаряжение, четыре складывающихся аэродинамических руля и четыре складывающихся стабилизатора, расположенных тандемно и включающих корневую и поворотные части и механизмы их раскрытия, отличающаяся тем, что аэродинамические рули установлены на хвостовой части корпуса, а стабилизаторы размещены перед рулями, причем площадь стабилизаторов меньше площади рулей, а поворотные части стабилизаторов в процессе раскрытия выполнены с возможностью их сдвига вдоль корпуса в сторону рулей до расстояния между ними, не превышающего 0,06·boc, при этом рули и стабилизаторы сложены таким образом, что диаметр описанной вокруг сложенных рулей и стабилизаторов окружности не превышает 1,2·dk, а геометрические параметры корпуса, стабилизаторов и аэродинамических рулей, а также их взаимное расположение связаны следующими соотношениями:

λк=Lк/dk=14...16;

;

λс=lc2/(2·Sc)=1,8...2,2;

ηс=bос/bкс=2,5...3,2;

;

λp=lp2/(2·Sp)=1,5...2,0;

ηp=bор/bкр=1,8...3,0;

lовр=(13...15)·dk,

где Lk - длина корпуса ракеты, м;

λк - удлинение корпуса ракеты;

dk - диаметр корпуса ракеты, м;

Sм - площадь миделя корпуса ракеты, м2;

Sc - площадь стабилизатора, м2;

- относительная площадь стабилизатора;

λс - удлинение стабилизатора;

lс - размах стабилизатора, м;

ηс - сужение стабилизатора;

bос - бортовая хорда стабилизатора, м;

bкс - концевая хорда стабилизатора, м;

Sp - площадь руля, м2;

- относительная площадь руля;

λp - удлинение руля;

lp - размах руля, м;

ηp - сужение руля;

bop - бортовая хорда руля, м;

bкр - корневая хорда руля, м;

lовр - расстояние от носка корпуса ракеты до оси вращения руля, м.

2. Ракета по п.1, отличающаяся тем, что механизм раскрытия стабилизатора выполнен в виде работающей на кручение цилиндрической винтовой пружины, закрепленной на корневой части стабилизатора с возможностью воздействия на его поворотную часть, и пружины сжатия, установленной на оси в корневой части стабилизатора с возможностью сдвига поворотной части последнего вдоль корпуса и входа закрепленных на поворотной части стабилизатора фиксирующих штифтов в соответствующие пазы, расположенные в корневой части стабилизатора.

3. Ракета по п.1, отличающаяся тем, что механизм раскрытия руля выполнен в виде расположенного в выходном валу привода руля подпружиненного толкателя, взаимодействующего своей средней частью с поворотной частью руля, и фиксирующего поворотную часть руля в рабочем положении.

www.findpatent.ru

Рац, Рэзван — Википедия

Материал из Википедии — свободной энциклопедии

Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 14 мая 2018; проверки требуют 5 правок. Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 14 мая 2018; проверки требуют 5 правок. Перейти к навигации Перейти к поиску В Википедии есть статьи о других людях с фамилией Рац.

Рэзван Рац


Рэзван Рац в 2014 году
Общая информация
Полное имя Рэзван Динкэ Рац
Родился 26 мая 1981(1981-05-26)[1](37 лет)

ru.wikipedia.org

унифицированное внутрифюзеляжное катапультное устройство и его силовой привод - патент РФ 2381146

Изобретение относится к авиационной технике, более конкретно к катапультным устройствам для подвески ракетного вооружения на самолетах. Унифицированное внутрифюзеляжное катапультное устройство содержит корпус с узлами крепления к самолету, механизм катапультирования, силовой привод выведения ракеты, бортовой электроразъем для электрической связи борта ракеты с бортом самолета. Механизм катапультирования выполнен в виде установленных с возможностью вращения на закрепленных в корпусе осях переднего и заднего выводных рычагов. Ось переднего выводного рычага расположена в зоне размещения заднего бугеля ракеты, а ось заднего выводного рычага - в зоне размещения переднего бугеля ракеты соответственно. Указанные выводные рычаги связаны в средней части синхронизирующей их перемещение качалкой и несут на свободных концевых участках шарнирно закрепленные каретки для крепления ракеты. Каретка, закрепленная на заднем рычаге, имеет сбрасыватель, размещенный в направляющих каретки и взаимосвязанный тягой с передним выводным рычагом, причем как передний выводной, так и задний выводной рычаги снабжены упорами. Силовой привод содержит корпус с узлами крепления, полый плунжер с размещенным в нем пиропатроном, камеру сгорания, электрический жгут для подачи электроимпульса на пиропатрон. Пиропатрон снабжен электровоспламенителем с двумя мостиками накаливания и выполнен в виде цилиндрической гильзы с относительным удлинением =3 5, обуславливающей возможность снаряжения переменным количеством топлива. Технический результат направлен на повышение надежности подвески, транспортировки и пуска ракеты. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 16 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и предназначено для использования в качестве оснащенного силовым приводом катапультного устройства для подвески, транспортирования и боевого применения на самолетах ракетного вооружения.

Из патента США № 4440365, класс B64D 1/02, 1984 известно авиационное катапультное устройство, содержащее корпус, пусковой механизм для крепления и отделения груза с ушками, который содержит качалку с ближней и дальней концевыми частями. Качалка может поворачиваться со стороны ближней концевой части относительно самолета между транспортным положением груза и положением катапультирования. У дальней концевой части качалки расположено устройство для крепления и отделения груза, которое имеет крюк для захвата ушка груза. Крюк может поворачиваться вокруг шарнирной точки, расположенной у дальнего конца качалки, и при повороте отцепляется от ушка для освобождения груза.

К недостаткам известного решения следует отнести сложную и громоздкую конструкцию, при этом большое число кинематических звеньев обуславливают наличие значительных потерь на трение. Кроме того, в процессе катапультирования и возврата рычагов в транспортное положение требуются существенные затраты энергии.

Из патента США № 4202576, класс B64D 1/02, 1980 известно авиационное катапультное устройство, содержащее подвешенную под самолетом систему для запирания на неподвижных узлах крепления груза, которая имеет пару шарнирных крюков, захватывающих элементы подвески, расположенные на верхней части груза, и фиксированные опорные элементы, которые при контакте с грузом расклинивают его, при этом указанная система снабжена устройством для запирания груза. Упомянутое устройство для запирания груза содержит пару кривошипных рычагов, каждый из которых шарнирно соединен с фиксированной точкой подвесного устройства. Каждый крюк шарнирно связан с первым плечом соответствующего коленчатого рычага. Один конец винтового натяжного устройства шарнирно связан со вторым плечом кривошипного рычага, а противоположный его конец шарнирно связан со вторым плечом второго кривошипного рычага указанной пары. Под действием натяжного устройства происходит одновременное прямолинейное перемещение вверх каждого крюка, с обеспечением равномерного распределения усилий на каждый крюк.

Недостатком данного известного устройства является то, что оно имеет ограниченную зону размещения на самолете и может использоваться только для грузов с захватными ушками.

Из приложения к «Flight international», сб. статей под названием «История F-22-9», Т. 151 № 4569, стр.16-17, 15.04.1997, известна вертикальная катапультирующая пусковая установка LAU -142/А, состоящая из силового корпуса, подвижной балки, соединенных между собой передним и задним рычагами, образующими механизм катапультирования, при этом ось вращения переднего рычага находится в зоне расположения переднего бугеля ракеты, а ось заднего рычага - в зоне расположения заднего бугеля ракеты соответственно. И передний и задний рычаги состоят из двух половин, смонтированных с возможностью вращения на соединительной оси, и соединены между собой синхронизирующей тягой, образуя жесткий многозвенник. Подвижная балка, на которой крепится ракета, приводится в движение посредством пневматического привода, размещенного вертикально между силовым корпусом и подвижной балкой. Воздух к приводу подводится из пневмогидравлического аккумулятора.

Работа известного катапультного устройства происходит в следующей последовательности. При подаче электрического сигнала на пуск ракеты открываются электромеханические системы транспортного крепления подвижной балки к корпусу, шток привода под давлением сжатого воздуха начинает свое движение, отделяя подвижную балку с ракетой от корпуса. В конце хода штока освобождается транспортное крепление ракеты, подвижная балка останавливается и ракета начинает свободное движение. Оставшийся в приводе воздух стравливается в атмосферу.

Данное известное катапультное устройство принято в качестве ближайшего аналога.

Недостатками этого устройства являются сложная конструкция выводных рычагов, состоящих из двух половин; размещение привода вертикально увеличивает рабочую высоту устройства, применяемый пневматический привод обладает пониженной надежностью из-за возможных утечек воздуха.

Технической задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является создание унифицированного внутрифюзеляжного катапультного устройства, отвечающего высоким требованиям, предъявляемым к современным и перспективным комплексам «самолет - авиационное катапультное устройство - ракета», а также силового привода, обеспечивающего срабатывание катапультного устройства с повышенной степенью надежности.

Техническим результатом, для обеспечения получения которого предназначено данное изобретение, является обеспечение компактности устройства по высоте, повышение надежности подвески, транспортирования и пуска ракеты.

Достижение указанного технического результата обеспечивается группой изобретений, включающей в себя собственно универсальное внутрифюзеляжное катапультное устройство, а также устройство силового привода, предназначенного для приведения в движение механизма катапультирования.

Учитывая, что указанное устройство силового привода предназначено для использования в другом - унифицированном внутрифюзеляжном катапультном устройстве и эти устройства связаны между собой настолько, что образуют единый изобретательский замысел, можно утверждать, что в данном случае обеспечивается соблюдение требования единства изобретения.

Получение указанного технического результата обеспечивается тем, что разработанное унифицированное внутрифюзеляжное катапультное устройство, содержит корпус с узлами крепления к самолету, механизм катапультирования, силовой привод выведения ракеты, средства транспортного закрепления ракеты к корпусу, бортовой электроразъем для электрической связи борта ракеты с бортом самолета, при этом механизм катапультирования выполнен в виде установленных с возможностью вращения на закрепленных в корпусе осях переднего и заднего выводных рычагов, причем ось переднего выводного рычага расположена в зоне размещения заднего бугеля ракеты, а ось заднего выводного рычага - в зоне размещения переднего бугеля ракеты соответственно, при этом указанные выводные рычаги связаны в средней части синхронизирующей их перемещение качалкой и несут на свободных концевых участках шарнирно закрепленные каретки для крепления ракеты, заданная пространственная ориентация которых обеспечивается посредством взаимосвязанных с рычагами тяг, причем плунжер силового привода установлен наклонно и шарнирно связан с передним рычагом, при этом каретка, закрепленная на заднем выводном рычаге, имеет сбрасыватель, размещенный в направляющих каретки и взаимосвязанный рычажной системой с передним выводным рычагом, причем как передний, так и задний выводные рычаги снабжены упорами, предназначенными для остановки механизма катапультирования.

Получение указанного технического результата обеспечивается также тем, что заявленный силовой привод содержит корпус с узлами крепления, полый плунжер с размещенным в нем пиропатроном, камеру сгорания, электрический жгут для подачи электроимпульса на пиропатрон, при этом пиропатрон снабжен электровоспламенителем с двумя мостиками накаливания и выполнен в виде цилиндрической гильзы с удлинением, при котором длина гильзы соотносится с ее диаметром как =3 5, обуславливающей возможность снаряжения пиропатрона топливом переменного количества, в качестве которого используется шлаковое термостойкое топливо для применения до 160°С или бесшлаковое топливо для применения до 135°С.

Заявленное изобретение поясняется соответствующими чертежами, на которых изображено следующее:

фиг.1 - общий вид устройства;

фиг.2 - принципиальная кинематическая схема устройства;

фиг.3 - общий вид передней каретки;

фиг.4 - общий вид задней каретки;

фиг.5 - общий вид силового привода.

Разработанное унифицированное внутрифюзеляжное катапультное устройство (УВКУ) содержит собственно механизм катапультирования, включающий в себя силовой корпус 1, передний выводной рычаг 2, задний выводной рычаг 3, переднюю 4 и заднюю 5 каретки (фиг.1)

Силовой корпус 1 крепится к самолету. В корпусе закреплены оси 6 и 7 вращения соответственно переднего 2 и заднего 3 рычагов. Ось вращения 6 переднего выводного рычага 2 располагается под задним узлом крепления УВКУ, а ось вращения 7 заднего выводного рычага 3 - под передним узлом крепления УВКУ соответственно.

К силовому корпусу 1 на оси 8 наклонно крепится плунжер силового привода (фиг.2). На концевых участках рычагов 2 и 3 шарнирно закрепляются передняя 4 и задняя 5 каретки, предназначенные для крепления ракеты, которые удерживаются в положении, параллельном оси ракеты тягами 9 и 10. Рычаги 2 и 3 соединяются между собой синхронизирующей качалкой 11 (фиг.1 и фиг.2), одна ось которой закреплена на переднем выводном рычаге 2, а вторая - на заднем выводном рычаге 3 соответственно.

Передняя каретка (фиг.3) представляет собой монолитный узел, на котором выполнены направляющие 12 для бугелей ракеты, отверстие 13 для крепления синхронизирующей тяги 9 и отверстие 14 для крепления на переднем рычаге 2.

Задняя каретка 5 (фиг.4) также представляет собой монолитный узел, на котором выполнены направляющие 15 для бугелей ракеты; подвижная защелка 16; ось 17 для крепления на заднем рычаге 3, ось 18 для крепления синхронизирующей тяги 10.

Задняя каретка 5 снабжена сбрасывателем 19, в который входит задний бугель и который через тягу 20 связан с передним рычагом 2. Указанный сбрасыватель удерживает ракету за бугель и установлен с возможностью перемещения бугеля в горизонтальной плоскости, обеспечивая при этом практически вертикальное движение ракеты при катапультировании.

Приведение в движение механизма катапультирования осуществляется силовым приводом, выполненным пиротехническим и установленным наклонно по отношению к оси силового корпуса 1, что обеспечивает необходимую компактность устройства по вертикали. Указанный привод (фиг.2 и фиг.5) состоит из корпуса 21 и полого плунжера 22. Корпус 21 через отверстие 23 посредством оси 8 крепится к силовому корпусу 1 УВКУ, плунжер 22, в свою очередь, через соответствующее отверстие посредством оси 24 крепится к переднему рычагу 2.

Внутри плунжера 22 сформирована камера сгорания 25, которая, через отверстие 26 сообщается с рабочей полостью силового привода. На конце плунжера находится рабочее пространство 27 для размещения в нем пиропатрона (на фиг.5 не показан), фиксируемого с помощью гайки 28. В плунжере 22 имеется мерная дюза 29 для стравливания газа в атмосферу.

Указанный пиротехнический привод снабжается электрожгутом с электрическим разъемом для подачи электроимпульса на пиротехнический патрон, который снабжен электровоспламенителем с двумя мостиками накаливания. При этом сам патрон выполнен в виде цилиндрической гильзы с удлинением, при котором длина гильзы соотносится с ее диаметром как =3 5, с возможностью наполнения топливом переменного количества, что обеспечивает применение пиропатрона в приводе различных авиационных катапультных устройств. Пиропатрон снаряжается шлаковым термостойким топливом для возможности применения до 160°С или бесшлаковым топливом для применения до 135°С.

Снабжение пиропатрона упомянутыми двумя мостиками накаливания повышает надежность его срабатывания и, в целом, надежность срабатывания привода.

Разработанное УВКУ содержит также замково-стопорный механизм, который состоит из переднего и заднего крюков и стопорных рычагов, соединенных синхронизирующей тягой (на фигурах не показан). Кроме того, как передний выводной 2, так и задний выводной 3 рычаги снабжены упорами, предназначенными для остановки механизма катапультирования.

Дополнительно, предлагаемое УВКУ снабжено бортовым электроразъемом для электрической связи борта ракеты с бортом самолета (на фигурах не показан).

Работает разработанное унифицированное внутрифюзеляжное катапультное устройство следующим образом.

После подачи команды на катапультирование срабатывает пиропатрон и под действием сжатого воздуха плунжер 22 начинает перемещаться, открывая при этом замково-стопорный механизм. При дальнейшем движении плунжер оказывает воздействие на передний выводной рычаг и через синхронизирующую качалку 11 на задний выводной рычаг, перемещая их в крайнее нижнее положение.

Во время движения согласованное положение передней 4 и задней 5 кареток относительно друг друга обеспечивается соответствующими синхронизирующими тягами (9 и 10). Сбрасыватель 19, при помощи тяги 20, удерживает ракету за задний бугель, устанавливая бугели ракеты к концу хода катапультирования в проемы направляющих передней и задней кареток.

В конце хода катапультирования механизм останавливается, бугели выходят из зацепления с каретками и происходит отделение ракеты.

Таким образом, разработанное изобретение за счет наклонного расположения корпуса силового привода обеспечивает необходимую компактность устройства по высоте, а используемые конструктивные особенности исполнительных узлов и механизмов, как УВКУ, так и силового привода, в свою очередь, позволяют обеспечить надежность подвески, транспортирования и пуска ракеты.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

1. Унифицированное внутрифюзеляжное катапультное устройство, содержащее корпус с узлами крепления к самолету, механизм катапультирования, силовой привод выведения ракеты, средства транспортного закрепления ракеты к корпусу, бортовой электроразъем для электрической связи борта ракеты с бортом самолета, при этом механизм катапультирования выполнен в виде установленных с возможностью вращения на закрепленных в корпусе осях переднего и заднего выводных рычагов, причем ось переднего выводного рычага расположена в зоне размещения заднего бугеля ракеты, а ось заднего выводного рычага - в зоне размещения переднего бугеля ракеты соответственно, при этом указанные рычаги связаны в средней части синхронизирующей их перемещение качалкой и несут на свободных концевых участках шарнирно закрепленные каретки для крепления ракеты, заданная пространственная ориентация которых обеспечивается посредством взаимосвязанных с рычагами тяг, причем плунжер силового привода установлен наклонно и шарнирно связан с передним выводным рычагом, при этом каретка, закрепленная на заднем выводном рычаге, имеет сбрасыватель, размещенный в направляющих каретки и взаимосвязанный тягой с передним выводным рычагом, причем как передний выводной, так и задний выводной рычаги снабжены упорами, предназначенными для остановки механизма катапультирования.

2. Силовой привод унифицированного авиационного катапультного устройства, содержащий корпус с узлами крепления, полый плунжер с размещенным в нем пиропатроном, камеру сгорания, электрический жгут для подачи электроимпульса на пиропатрон, при этом пиропатрон снабжен электровоспламенителем с двумя мостиками накаливания и выполнен в виде цилиндрической гильзы с удлинением, при котором длина гильзы соотносится с ее диаметром как =3 5, обуславливающей возможность снаряжения пиропатрона топливом переменного количества.

3. Силовой привод унифицированного внутрифюзеляжного авиационного катапультного устройства по п.2, отличающийся тем, что в плунжере выполнена камера сгорания, сообщающаяся с рабочей полостью привода.

4. Силовой привод унифицированного внутрифюзеляжного авиационного катапультного устройства по п.2, отличающийся тем, что плунжер содержит мерную дюзу для стравливания избыточного давления из рабочей полости в атмосферу.

5. Силовой привод унифицированного внутрифюзеляжного авиационного катапультного устройства по п.2, отличающийся тем, что цилиндрическая гильза снаряжается шлаковым термостойким топливом.

6. Силовой привод унифицированного внутрифюзеляжного авиационного катапультного устройства по п.2, отличающийся тем, что цилиндрическая гильза снаряжается бесшлаковым термостойким топливом.

www.freepatent.ru

Арцимович, Виктор Антонович

Виктор Антонович Арцимович (1820—1893) — юрист и государственный деятель Российской империи.

Биография


Виктор Антонович Арцимович родился в городе Белостоке в 1820 году; принадлежал к польскому дворянскому роду, по вероисповеданию был католиком, но миросозерцание его складывалось в русской среде.

Успешно окончив курс в Училище правоведения, он поступил на службу в сенат. Арцимович трижды участвовал в сенаторских ревизиях, благодаря чему имел возможность ознакомиться с ходом дел в административных и судебных учреждениях нескольких губерний Европейской и Азиатской России.

В 1854 году Виктор Антонович Арцимович был назначен тобольским губернатором. Предшественники его оставили губернию в крайне расстроенном виде. При отдаленности края, беззастенчивое взяточничество и игнорирование закона получили здесь особенно широкое развитие; в канцеляриях лежали без движения целые склады бумаг; самые элементарные нужды общественного благоустройства оставались неудовлетворенными; административный произвол нередко выливался в форму дикого самодурства. С первого же дня своего вступления в должность Арцимович принялся искоренять самые вопиющие безобразия; но ему связывала руки канцелярия генерал-губернатора Западной Сибири. В. А. Арцимович писал «Власть начальника губернии, здесь находится в параличе... Здесь привыкли не уважать губернаторскую власть, и голос его ничтожен». Предав суду наиболее зарвавшихся коррупционеров, Арцимович В. А. дал движение целому ряду нерешенных дел, заботился об улучшении тюрем, больниц, внешнего благоустройства городов.

В 1858 году он был переведен на должность калужского губернатора. Время пребывания А. в Калуге, по выражению П. Н. Обнинского, «может считаться кульминационным пунктом его общественной деятельности». Это было время подготовки и осуществления крестьянской реформы в России, и ему представлялась возможность во всю ширь развернуть свои дарования. Главная масса калужских дворян представляла собой сплоченную корпорацию, твердо стоявшую на почве своих сословных интересов и проявлявшую «большую проницательность и замечательную последовательность и стойкость в достижении своих целей» (А. А. Корнилов). Отсюда вытекала необходимость вести постоянную борьбу за крестьянские интересы. Во время заседаний дворянского комитета А. избегал формального вмешательства в ход прений и только нравственным своим влиянием поддерживал либеральное меньшинство.

После выхода манифеста 19 февраля Виктор Антонович Арцимович принял энергичные меры к тому, чтобы по всем деревням одновременно и по возможности скорее была объявлена воля императора, и чтобы ознакомление с «Положением» не вызвало среди крестьян никаких недоразумений. Самой трудной задачей было проведение крестьянской реформы в жизнь. Заслуга Арцимовича в этом отношении заключалась прежде всего в том, что он устранил из списка кандидатов в мировые посредники тех лиц, которые были наиболее угодны дворянской партии, и подобрал людей с университетским образованием, одушевленных желанием служить народному благу.

Как председатель губернского присутствия, он способствовал правильному юридическому освещению важных принципиальных вопросов: так, например, губернское присутствие распубликовало циркуляр, разъяснявший, что неисполнение крестьянами обязательств по отношению к помещикам должно считаться гражданским правонарушением и не может служить поводом к уголовному преследованию. На настойчивые требования дворян о присылке войск для укрощения крестьян, не желавших выходить на полевые работы, губернское присутствие неизменно постановляло, что до принятия репрессивных мер необходимо прибегнуть к мировому разбирательству.

Мировым посредникам приходилось вести тяжелую борьбу: по словам П. Н. Обнинского, «им приходилось отвоевывать каждую пядь отводимой в надел земли, отстаивать всякий рубль сбавляемого с нее оброка». Озлобление среди дворян достигло крайней степени: мировых посредников они называли «шайкой разбойников», губернатора - «атаманом». Про Арцимовича говорилось и писалось, что он потворствует бунтовщикам и «развивает в крестьянах тлетворную мысль отрицания прав собственности». Во главе кампании стояли генерал-майор С. И. Мальцов, которому губернатор не позволил самовольно заковывать в кандалы своих рабочих, и лидер крепостников Д. И. Потулов.

Пользуясь связями в высших сферах, недоброжелатели всячески пытались дискредитировать Арцимовича в при дворе в столице российской империи городе Санкт-Петербурге.

В августе 1861 года, по представлению министра внутренних дел П. А. Валуева, в Калужскую губернию был послан для производства ревизии сенатор Капгер. Ревизия закончилась полной реабилитацией губернатора; все действия его были признаны вполне законными и достойными поощрения. Тем не менее Валуев в конце 1862 года настоял на удалении Арцимовича из Калуги.

Назначенный сенатором в Москву, он в 1864 году, против своего желания, был отправлен в Царство Польское для участия в проведении внутренних реформ. Здесь он занимал место вице-президента в государственном совете, члена учредительного комитета, председателя юридической комиссии. Он был, однако, лишен возможности действовать согласно своим убеждениям, так как у него постоянно возникали принципиальные столкновения с Н. А. Милютиным; в частности Арцимович был противником политики, сводившейся к подавлению национальных особенностей, а в разрешении крестьянского вопроса он стоял на почве закона, между тем как другие видели в наделении крестьян землей средство привлечь массу на сторону русского правительства, и считали возможным подчинять юридические соображения политическим.

В конце 1865 году отношения до того обострились, что В.А. Арцимович подал прошение об отставке. Из Польши он перешел в только что учрежденный уголовный кассационный департамент сената, где предстояло впервые, без помощи прецедентов, дать толкование Судебным Уставам. Всецело проникшись духом нового законодательного акта, он стойко охранял его от искажений. С начала 80-х годов до последних лет своей жизни он был первенствующим сенатором в I департаменте.

Виктор Антонович Арцимович скончался в 1893 году.

В конце XIX - начале XX века на страницах Энциклопедического словаря Брокгауза и Ефрона описывал этого человека следующими словами:

«А. не принадлежит к числу лиц, создавших крестьянскую реформу, участие его в выработке законопроектов конца 50-х и начала 60-х годов было сравнительно небольшое - и тем не менее его имя стоит в ряду корифеев освободительной эпохи. Объясняется это тем, что ни один из местных администраторов эпохи великих реформ не проникся духом ее в такой степени, как А. Среди исполнителей крестьянской реформы не было ему равных. В высших сферах он не всегда встречал поддержку, но прогрессивная часть общества при всех его столкновениях с представителями дворянского сословия и бюрократии всегда была на его стороне. Характерным показателем той атмосферы общего уважения, которая создалась вокруг его личности, является объемистый том, озаглавленный «В. А. А. Воспоминания. Характеристики», выпущенный в свет в 1904 г. друзьями покойного. Здесь помещены воспоминания о нем П. Н. Обнинского, А. Ф. Кони, М. М. Стасюлевича, других лиц, близко его знавших или работавших под его руководством, статьи А. А. Корнилова, В. Д. Спасовича, стихотв. А. М. Жемчужникова[1][2].»

Список литературы:

coolreferat.com

Добавить комментарий

Ваш адрес email не будет опубликован. Обязательные поля помечены *