Патенты автора Шарков Сергей Петрович (RU)
Изобретение относится к прямоточным воздушно-реактивным двигателям. Воздухозаборное устройство (1) сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, интегрированного с корпусом летательного аппарата, содержит канал (2) с входным окном (3) в виде кольцевого сегмента и критическим сечением (4) и многоскачковое тело торможения воздушного потока. Многоскачковое тело торможения установлено перед входным окном (3) и снабжено обтекаемой воздушным потоком поверхностью, выполненной в виде сопряженных сегментов (6, 7, 8) конических поверхностей с различными углами наклона их образующих к направлению полета, увеличивающимися в направлении к критическому сечению (4) канала. Радиус кривизны конической поверхности каждого сегмента многоскачкового тела торможения воздушного потока уменьшается в направлении к критическому сечению канала. Достигается увеличение тяги двигателя и уменьшение аэродинамического сопротивления. 2 ил.
Изобретение относится к авиационной и космической технике, а более конкретно к узлам расстыковки ступеней. Пирофиксатор стыковки и расстыковки отсеков летательного аппарата содержит корпус, закрепленный на основном отсеке, пиропатрон, раздвигающийся фиксатор, болт, соединяющий основной и отталкиваемый отсеки, раздвигающийся фиксатор. Последний выполнен в виде разрезанного, например, на три независимых сегмента, стопорного кольца. На болте выполнена канавка, в которой размещены сегменты, сегменты удерживаются в канавке болта стопорным элементом, болт удерживается сегментами в корпусе через стопорный элемент. Стопорный элемент выполнен в виде двух секторов хомута. Эти сектора соединены осью и стянуты пироболтом, при этом на одном из секторов хомута имеется фиксирующий выступ. Достигается упрощение конструкции. 4 ил.
БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ // 2699261
Беспилотный летательный аппарат содержит несимметричный корпус, носовой радиопрозрачный обтекатель, двигательную установку и систему управления полетом с плоской активной фазированной антенной решеткой, максимальная апертура которой обеспечивается благодаря углу наклона излучающей поверхности к продольной оси корпуса, обеспечивающему ее направление в сторону верхней части поверхности носового радиопрозрачного обтекателя. Двигательная установка и система управления полетом выполнены с возможностью работы в повернутом на 180° по крену положении. Изобретение направлено на повышение точности наведения на конечном участке траектории полета. 3 ил.
Способ управления полетом беспилотного летательного аппарата, который снабжен несимметричным корпусом с носовым радиопрозрачным обтекателем, верхняя и нижняя части поверхности которого образуют его ширину, при этом верхняя часть выполнена выпуклой, а нижняя часть уплощенной, полезной нагрузкой, двигательной установкой и системой управления полетом, включающей рулевые элементы и головку самонаведения с активной фазированной антенной решеткой, закрепленной под носовым радиопрозрачным обтекателем с расположением ее излучающей поверхности параллельно поперечной оси корпуса и наклоном к его продольной оси, основанный на введении координат траектории полета в систему управления полетом и управлении рулевыми элементами в полете для обеспечения траектории полета. Перед выполнением конечного участка траектории полета аппарат системой управления поворачивают по крену на 180° и управляют его положением в полете на конечном участке траектории полета в повернутом по крену положении так, что головка самонаведения сканирует земную поверхность. Изобретение направлено на повышение точности траектории полета БПЛА на конечном участке. 3 ил.
Cверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигателе выполнен в виде корпуса, снабженного устройством крепления к летательному аппарату и содержащего проточный тракт, включающий воздухозаборное устройство с многоскачковой поверхностью торможения воздушного потока и горлом с наименьшим проходным сечением, камеру сгорания и реактивное сопло, а также содержащего систему подачи топлива в камеру сгорания. На поверхности торможения воздухозаборного устройства перед его горлом выполнена решетка отверстий. Корпус снабжен воздуховодным каналом сообщения решетки отверстий с зоной пониженного давления воздушного потока и устройством его перекрытия. В стенке проточного тракта на входе в камеру сгорания выполнено отверстие. Сообщение воздуховодного канала с зоной пониженного давления воздушного потока выполнено через это отверстие и полости камеры сгорания и реактивного сопла. Устройство перекрытия воздуховодного канала сообщения выполнено в виде подпружиненного обратного клапана. Изобретение направлено на упрощение конструкции устройства перекрытия канала сообщения для отвода воздуха из воздухозаборного устройства и исключения дополнительного нагрева боковой стенки летательного аппарата в его сверхзвуковом прямоточным воздушно-реактивным двигателе. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.
Способ повышения тягово-экономических характеристик сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя включает сжатие сверхзвукового воздушного потока, перетекающего в его проточный тракт, многоскачковой поверхностью торможения воздухозаборного устройства, подачу воздушного потока по проточному тракту в камеру сгорания, подачу топлива в камеру сгорания и сброс продуктов сгорания топлива через реактивное сопло. Также осуществляют отвод части воздушного потока, и перекрытие воздуховода устройством перекрытия. Отвод осуществляют с поверхности торможения перед горлом воздухозаборного устройства через решетку отверстий и воздуховод в зону действия пониженного давления внешнего воздушного потока, после увеличения статического давления в горле воздухозаборного устройства. При этом отвод части воздушного потока осуществляют через отверстие в стенке проточного тракта на участке входа в камеру сгорания и полости камеры сгорания и реактивного сопла. Для срабатывания устройства перекрытия воздуховода используют увеличенное статическое давление воздушного потока на входе в камеру сгорания после воспламенения в ней топлива. Изобретение направлено на упрощение конструкции устройства перекрытия канала сообщения для отвода воздуха из воздухозаборного устройства и исключение дополнительного нагрева боковой стенки летательного аппарата. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.
ГИПЕРЗВУКОВОЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ // 2658218
Гиперзвуковой летательный аппарат содержит фюзеляж, прямоточный воздушно-реактивный двигатель, интегрированный с нижней частью фюзеляжа, и стартовую двигательную установку, состыкованную с фюзеляжем последовательно посредством устройства стыковки и отделения. Нижняя часть поверхности раструба реактивного сопла прямоточного воздушно-реактивного двигателя за критическим сечением сопла выполнена с возможностью поворота на угол 5-30°, относительно оси, расположенной горизонтально, и зафиксирована от поворота в убранном, крайнем верхнем положении элементом конструкции стартовой двигательной установки при ее стыковке к фюзеляжу. Изобретение направлено на уменьшение массы стартовой двигательной установки и увеличение аэродинамического качества в автономном полете. 3 ил.
Способ запуска гиперзвукового летательного аппарата включает разгон стартовой двигательной установкой, отделение и запуск прямоточного воздушно-реактивного двигателя, интегрированного с нижней частью фюзеляжа. При этом в прямоточном воздушно-реактивном двигателе нижняя часть раструба реактивного сопла за критическим сечением выполнена поворотной на угол 5-30° относительно оси, расположенной горизонтально, с возможностью фиксации в убранном, крайнем верхнем положении на участке разгона и расфиксации после отделения стартовой двигательной установки. Фиксацию нижней части раструба реактивного сопла обеспечивают элементом конструкции стартовой двигательной установки при ее стыковке к фюзеляжу. Изобретение направлено на уменьшение массы стартовой двигательной установки и увеличение аэродинамического качества в автономном полете. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к узлу разделения отсеков летательного аппарата. Узел разделения отсеков летательного аппарата содержит основной отсек, отталкиваемый отсек, корпус, пиропатрон, болт, раздвигающийся фиксатор и поддерживающий его сдвигаемый поршень. Корпус закреплен на основном отсеке. Болт соединяет основной и отталкиваемый отсеки. Раздвигающийся фиксатор выполнен в виде разрезанного на три независимых сегмента стопорного кольца. На болте выполнена канавка, в которой размещены сегменты. Сегменты удерживаются в канавке болта сдвигаемым поршнем. Поршень расположен в корпусе. Болт удерживается сегментами в корпусе через сдвигаемый поршень. Достигается упрощение конструкции узла разделения отсеков летательного аппарата. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.
