Сбрасываемый головной обтекатель летательного аппарата (варианты)

Изобретение относится к области авиации и ракетной техники, а именно головным обтекателям летательных аппаратов, например, управляемых ракет. Сбрасываемый головной обтекатель выполнен в виде тела вращения обтекаемой формы, заостренного спереди и имеющего открытый торец сзади. Обтекатель состоит из створок, аэродинамического наконечника и разрезной тарели. Аэродинамический наконечник соединяет створки, а также снабжен системой отделения, содержащей пиропатрон. Тарель выполнена из частей, количество которых совпадает с количеством створок обтекателя. Каждая часть тарели соединена с одной из створок. Створки снабжены средствами обеспечения герметичности и соединены с летательным аппаратом с помощью шарнирных механизмов. Шарнирные механизмы расположены в задней части каждой створки и выполнены с возможностью отделения створок от летательного аппарата. В другом варианте исполнения обтекатель выполнен из пластика или композиционных материалов. На внутренней поверхности обтекателя выполнены поперечная и продольные канавки. Канавки расположены таким образом, что обтекатель разделен ими на три части. Поперечная канавка расположена на пересечении внутренней поверхности обтекателя и плоскости, расположенной под углом меньше 90° к продольной оси летательного аппарата. Продольные канавки расположены от поперечной канавки до торца обтекателя. В поперечной и продольных канавках расположены детонационные удлиненные заряды. Достигается увеличение дальности полета. 2 н.п. ф-лы, 6 ил.

 

Изобретение относится к области авиации и ракетной техники, а именно головным обтекателям летательных аппаратов, например, управляемых ракет.

Из уровня техники известен сбрасываемый головной обтекатель управляемой ракеты (заявка на патент США №2006169841 от 03.08.2006 г., МПК F41G 7/00), содержащий, по крайней мере, две разделяемые части, которые соединены наконечником, снабженным пиропатроном.

Недостатками сбрасываемого головного обтекателя управляемой ракеты являются недостаточное увеличение дальности полета, недостаточная жесткость конструкции, отсутствие герметичности и риск повреждения аэродинамических поверхностей в момент сброса обтекателя, приводящие к снижению надежности и безопасности.

Также из уровня техники известен отделяемый обтекатель летательного аппарата (патент Европейского патентного ведомства №2354756 от 10.08.2011 г., МПК F42B 15/36), наиболее близкий к предлагаемому изобретению и выбранный в качестве прототипа. Отделяемый обтекатель состоит, по крайней мере, из четырех частей, две из которых составляют разделяемый наконечник, снабженный пиропатроном.

Недостатками отделяемого обтекателя летательного аппарата являются недостаточное увеличение дальности полета, недостаточная жесткость конструкции, отсутствие герметичности и риск повреждения аэродинамических поверхностей, приводящие к снижению надежности конструкции и безопасности.

Задачей предлагаемого изобретения является увеличение дальности полета, повышение надежности и безопасности полета.

Задача решается за счет того, что сбрасываемый головной обтекатель летательного аппарата, устанавливаемый на носовую часть, выполнен в виде тела вращения обтекаемой формы, заостренного спереди и имеющего открытый торец сзади, и содержит, по крайней мере, две створки, аэродинамический наконечник, соединяющий створки и снабженный системой отделения, в состав которой входит пиропатрон, разрезную тарель, по форме приближенную к носовой части и контактирующую с ней, выполненную из частей, количество которых совпадает с количеством створок обтекателя, при этом каждая часть тарели соединена с одной из створок; створки снабжены средствами обеспечения герметичности и соединены с летательным аппаратом с помощью шарнирных механизмов, расположенных в задней части каждой створки и выполненных с возможностью отделения створок от летательного аппарата.

В варианте изобретения задача решается за счет того, что сбрасываемый головной обтекатель летательного аппарата, выполненный в виде тела вращения обтекаемой формы из пластика или композиционных материалов, заостренного спереди и имеющего открытый торец сзади, устанавливаемый на носовую часть, при этом на внутренней поверхности обтекателя выполнены поперечная и продольные канавки с вложенными детонационными удлиненными зарядами, расположенные таким образом, что обтекатель разделен ими, по крайней мере, на три части, поперечная канавка расположена на пересечении внутренней поверхности обтекателя и плоскости, расположенной под углом меньше 90° к продольной оси летательного аппарата, продольные канавки расположены от поперечной канавки до торца обтекателя.

Сбрасываемый головной обтекатель летательного аппарата позволяет увеличить дальность полета летательного аппарата за счет снижения лобового сопротивления, повысить надежность за счет повышения жесткости и герметичности обтекателя, повысить безопасность сбрасывания обтекателя.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется чертежами:

На фиг.1 изображен первый вариант сбрасываемого головного обтекателя летательного аппарата, вид сбоку в разрезе.

На фиг.2 изображен наконечник для первого варианта сбрасываемого головного обтекателя летательного аппарата, вид сбоку в разрезе.

На фиг.3 изображен шарнирный механизм для первого варианта сбрасываемого головного обтекателя летательного аппарата, вид сбоку в разрезе.

На фиг.4 изображен шарнирный механизм для первого варианта сбрасываемого головного обтекателя летательного аппарата, вид сзади в разрезе.

На фиг.5 изображен второй вариант сбрасываемого головного обтекателя летательного аппарата, вид сбоку в разрезе.

На фиг.6 изображен второй вариант сбрасываемого головного обтекателя летательного аппарата с соскальзывающим носиком, вид сбоку.

На фиг.1-6 обозначены следующие позиции:

1 - створки;

2 - наконечник;

3 - шарнирный механизм;

4 - тарель;

5 - штифт;

6 - предохранительный штифт;

7 - пиропатрон;

8 - головная часть;

9 - ослабляющая канавка;

10 - ось;

11 - скоба;

12 - крепление;

13 - поперечная канавка;

14 - продольная канавка.

В первом варианте сбрасываемого головного обтекателя летательного аппарата (далее обтекателя) обтекатель состоит, по крайней мере, из двух, а в рассматриваемом, в пределах данного описания, частном случае четырех створок 1, аэродинамического наконечника 2, шарнирных механизмов 3 (по одному на створку), разрезной тарели 4, уплотнителей (на фиг. не показаны). Створки 1 образуют обтекатель, представляющий собой тело вращения обтекаемой, например, оживальной формы, выполненный с определенным удлинением. Обтекаемая форма и удлинение обтекателя оказывают прямое влияние на снижение лобового сопротивления, при этом, чем больше удлинение, тем меньше сопротивление и тем выше дальность полета в результате использования изобретения. Экспериментально установлено, что удлинение обтекателя свыше трех калибров летательного аппарата неэффективно.

Четыре створки 1 удерживаются вместе металлическим наконечником 2 посредством четырех штифтов 5. От продольного перемещения наконечник фиксируется предохранительным штифтом 6. Задняя часть наконечника 2 является поршнем пиропатрона 7. Между створками 1 расположены уплотнители, позволяющие обеспечить герметичность обтекателя в рабочем состоянии. Уплотнители выполнены, например, в виде профилированных продолговатых металлических элементов, по форме повторяющих смыкающиеся края створок 1 обтекателя, снабженных в местах контакта со створками 1 дополнительными уплотнительными элементами из резины. Разрезная тарель 4, состоящая из количества частей, равного количеству створок 1, в рассматриваемом случае четырех, крепится заклепками к выступам, выполненным на внутренней стороне створок 1 обтекателя на расстоянии от торца и от наконечника. Тарель 4 выполнена выпуклой формы, приближенной к головной части 8 летательного аппарата и огибающей ее так, чтобы между ними было достаточное количество опорных точек соприкосновения для обеспечения устойчивости.

Каждая створка 1 имеет в торцевой части обтекателя заднюю законцовку, плавно сопряженную с корпусом ЛА. Для раскрытия обтекателя на внутренней поверхности створки 1 в области законцовки предусмотрена ослабляющая канавка 9.

Шарнирный механизм 3 предназначен для крепления обтекателя к корпусу и повороту створок 1 на начальный угол при отделении. Каждая створка 1 имеет свой шарнирный механизм 3, крепящийся к ней винтами с утопленными головками. Он состоит из основной оси 10, скобы 11 и крепления 12. Ось 10 закрепляется в корпусе ЛА и может вращаться вокруг своей оси. Крепление 12 устанавливается на створку 1 обтекателя при помощи винтов и вставляется в прямоугольный паз на оси 10 шарнирного механизма 3. Для предотвращения выхода крепления из паза предусмотрена установка двух скоб 11, которые крепятся к корпусу ЛА.

Во втором варианте обтекатель выполнен цельным из пластика или композиционных материалов и имеет общую форму, аналогичную обтекателю, описанному в первом варианте. В качестве средства отделения обтекателя в таком случае используются детонационные удлиненные заряды (ДУЗ). ДУЗ прокладываются в канавках 13 и 14, выполненных на внутренней поверхности обтекателя, а именно поперечной канавки 13 и как минимум двух продольных канавок 14, от поперечной канавки 13 до торца обтекателя. Поперечная канавка 13 расположена на пересечении внутренней поверхности обтекателя и плоскости, пересекающей продольную ось летательного аппарата под углом меньше 90°. В рассмотренном в пределах данного описания варианте осуществления изобретения выполнены четыре продольные канавки 14. Обтекатель закреплен на корпусе летательного аппарата с помощью, например, сухарного соединения.

Во втором варианте материал обтекателя, пластик или композиционные материалы, выполняет ту же функцию, что и шарнирные механизмы 3 в первом варианте обтекателя, и позволяет за счет малого веса обтекателя обеспечить безопасность отделения обтекателя и исключить вероятность повреждения аэродинамических поверхностей летательного аппарата. Также выполнение обтекателя из указанных материалов позволяет снизить мощность ДУЗ и исключить повреждения при их подрыве частей летательного аппарата, расположенных в головной части, например, ГСН.

Второй вариант обтекателя более выгодно использовать в случаях, когда ГСН функционирует на большей части траектории полета летательного аппарата, так как такой обтекатель можно выполнить радиопрозрачным.

Сбрасываемый головной обтекатель летательного аппарата работает следующим образом.

В первом варианте обтекателя после подачи сигнала на сброс обтекателя срабатывает пиропатрон. Под давлением образовавшихся газов срезается предохранительный штифт 6, и наконечник 2 отстреливается вперед по направлению полета. В корпусе пиропатрона 7 предусмотрены четыре отверстия в радиальном направлении (на фиг. не обозначены). Через эти отверстия потоком образовавшихся газов створкам 1 сообщается дополнительный начальный импульс, после чего они разлетаются в стороны под действием набегающего потока воздуха. Шарнирные механизмы 3 препятствуют преждевременному отделению створок 1 обтекателя, что может повлечь за собой повреждение корпуса ЛА. Они обеспечивают отделение при достижении определенного угла. Величина угла регулируется скобами 11 и определяется скоростью полета, расположением аэродинамических поверхностей и аэродинамическими характеристиками створок 1 обтекателя исходя из требований безопасности отделения. В каждом конкретном случае величина угла устанавливается экспериментально. При повороте оси 10 на определенный угол крепление 12 выходит из зацепления со скобой 11 и происходит отделение створок 1 обтекателя. Для дополнительной безопасности отделения (в случае близкого расположения аэродинамических поверхностей к головной части ракеты) плоскости разреза обтекателя совпадают с плоскостями расположения аэродинамических поверхностей.

Во втором варианте обтекателя после подачи сигнала на сброс обтекателя детонируют расположенные в канавках 13 и 14 обтекателя ДУЗ. Заряд, расположенный в поперечной канавке 13, срабатывает первым. За счет наклона плоскости расположения заряда отрезанный носик соскальзывает вниз, открывая центральное отверстие. После этого срабатывают ДУЗ в продольных канавках 14, и обтекатель разделяется потоком набегающего воздуха.

Сбрасываемый головной обтекатель летательного аппарата предназначен для применения в области авиации и ракетной техники для летательных аппаратов с затупленными носовыми частями, в частности, летательных аппаратов, оснащенных такими устройствами, как головки самонаведения (ГСН), и позволяет увеличить дальность полета летательного аппарата.

1. Сбрасываемый головной обтекатель летательного аппарата, выполненный в виде тела вращения обтекаемой формы, заостренного спереди и имеющего открытый торец сзади, устанавливаемый на носовую часть летательного аппарата, состоящий из, по крайней мере, двух створок, аэродинамического наконечника, соединяющего створки и снабженного системой отделения, содержащей пиропатрон, отличающийся тем, что обтекатель содержит разрезную тарель, по форме приближенную к носовой части летательного аппарата и контактирующую с ней, выполненную из частей, количество которых совпадает с количеством створок обтекателя, при этом каждая часть тарели соединена с одной из створок, створки снабжены средствами обеспечения герметичности и соединены с летательным аппаратом с помощью шарнирных механизмов, расположенных в задней части каждой створки и выполненных с возможностью отделения створок от летательного аппарата.

2. Сбрасываемый головной обтекатель летательного аппарата, выполненный в виде тела вращения обтекаемой формы, заостренного спереди и имеющего открытый торец сзади, устанавливаемый на носовую часть летательного аппарата, отличающийся тем, что обтекатель выполнен из пластика или композиционных материалов, на внутренней поверхности обтекателя выполнены поперечная и продольные канавки, расположенные таким образом, что обтекатель разделен ими, по крайней мере, на три части, поперечная канавка расположена на пересечении внутренней поверхности обтекателя и плоскости, расположенной под углом меньше 90° к продольной оси летательного аппарата, продольные канавки расположены от поперечной канавки до торца обтекателя; при этом в поперечной и продольных канавках расположены детонационные удлиненные заряды.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях ракет для разделяемых ступеней и составных частей. .

Изобретение относится к области космической техники, в частности к средствам стыковки к основному космическому аппарату полезного груза и отделения его после выведения их на расчетную орбиту.

Изобретение относится к космической технике, а именно к стыковочным устройствам космических кораблей к орбитальным станциям. .

Пирозамок // 2467933
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разделении ступеней летательного аппарата. .

Изобретение относится к космической технике, а именно к разработке минимизации зон отчуждения для отделяемых частей многоступенчатой ракеты-носителя. .

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке реактивных снарядов с отделяющимися головными частями, снабженными отсеками разделения многофункционального назначения.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и предназначено преимущественно для обеспечения стыковки и расстыковки космических объектов как с выводящими их ступенями ракет, так и межу собой.

Изобретение относится к средствам разделения элементов конструкции и их частей и может быть использовано в космической, авиационной, нефтяной и других отраслях промышленности, где необходимо дистанционное разделение элементов конструкций.

Изобретение относится к космической технике. .

Изобретение относится к области аэродинамики, а именно к разработке формы головного обтекателя ракеты. .

Изобретение относится к области аэродинамики, а именно к разработке формы головного обтекателя ракеты. .

Изобретение относится к области машиностроения и авиационной промышленности, преимущественно к конструкциям головных керамических обтекателей для высокоскоростных летательных аппаратов.

Изобретение относится к защитным устройствам летательного аппарата. Способ снижения радиолокационной заметности летательного аппарата заключается в размещении антенны головки самонаведения в герметичной полости радиопрозрачного обтекателя, заполнении полости плазмообразующей газовой смесью давлением 1-100 кПа и введении пучка электронов в плазмообразующую газовую смесь с образованием поглощающего плазменного объема. Полет летательного аппарата осуществляют на высоте с давлением окружающей среды меньше величины давления газовой смеси в полости обтекателя. В процессе полета обеспечивают дополнительную подачу плазмообразующей газовой смеси в полость обтекателя с учетом степени его герметичности. Изобретение направлено на уменьшение необходимой степени герметичности переднего обтекателя при сохранении эффективной поверхности рассеяния. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в головных обтекателях (ГО) ракет космического назначения (РКН). ГО для РКН представляет собой трехслойную конструкцию из полимерных композиционных материалов в виде двухстворчатой оболочки переменной кривизны, содержит внешний несущий слой из углепластика, внутренний несущий слой, металлический сотовый заполнитель в виде одинаковых по массе и размеру пластин с термитно-зажигающей смесью (ТЗС) с окислителем, которым является хлорат калия или перхлорат калия, порошкообразным металлом, которым является магний, или алюминий, или титан, или сплав, и связующим, которым является коллоксилин. Масса ТЗС зависит от массы конструкции оболочки ГО, теплоты, выделяющейся при сгорании ТЗС, средней температуры конструкции оболочки ГО на момент вхождения в плотные слои атмосферы, температуры, необходимой для обеспечения начала самопроизвольного процесса горения конструкции оболочки ГО. Изобретение позволяет обеспечить сгорание ГО при движении по траектории спуска в слоях атмосферы, исключить необходимость выделения района падения для ГО. 9 з.п. ф-лы, 1 табл., 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкции космических транспортных средств для выведения на околоземную орбиту полезных грузов. Устройство отделения хвостового отсека ракетного блока содержит отделяемые панели, толкатели поперечного стыка отделяемых панелей и направляющие кронштейны отделяемых панелей. Направляющие кронштейны имеют ребра, которые с зазором охватывают ролики качения отделяемых панелей. Оси вращения роликов качения с одной стороны установлены с возможностью продольного перемещения в продольных вырезах, выполненных в ребрах направляющих кронштейнов, а с другой стороны жестко закреплены посредством кронштейнов на отделяемых панелях. Оси вращения роликов качения каждой панели соосны и перпендикулярны плоскости симметрии отделяемых панелей и взаимодействуют с шарнирно подпружиненными стопорами, закрепленными на направляющих кронштейнах. Ролики качения после выхода из продольных вырезов ребер направляющих кронштейнов взаимодействуют с взаимно-параллельными контактирующими опорными направляющими поверхностями направляющих кронштейнов. Достигается увеличение надежности отделения хвостового отсека блока ступени ракеты-носителя. 5 ил.

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Система отделения отсека летательного аппарата содержит устройство крепления, состоящее из разрывных болтов и направляющих шпилек, и устройство отделения в виде пневматического механизма отделения, состоящего из баллона с газом, пневмотолкателя со штоком, продольная ось которого совпадает с продольной осью отделяемой части. Шток пневмоцилиндра соединен с поршнем посредством шарнирного соединения и снабжен толкающей вилкой, соединенной со штоком посредством шарнирного соединения и имеющей не менее двух регулируемых упоров для контакта с отделяемым отсеком, разнесенных симметрично относительно его центра масс. В отсеке имеются гнезда для размещения упоров вилки. Достигается снижение ударной нагрузки на отделяемый отсек, повышение надежности отделения от летательного аппарата отсека в заданном направлении, снижение массы устройства отделения отсека. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к управляемым ракетам, размещенным в транспортно-пусковых контейнерах. Управляемая ракета в транспортно-пусковом контейнере содержит разгонный двигатель, маршевый двигатель, боевую часть, рулевой отсек и бортразъем. Рулевой отсек включает в себя источник вторичного электропитания, блок формирования одноканального сигнала управления и связанную с ним рулевую машинку, а также аппаратурную часть с элементами радиокомандной системы управления в виде радиоприемного устройства и блока ответчика. Бортовая система управления ракеты выполнена двухсистемной за счет введения в аппаратурную часть фотоприемного устройства лазерно-лучевой системы управления, системного блока управления, модуля управления, блока эквивалентной нагрузки, источника питания. Выход источника вторичного электропитания подключен ко второму входу блока ответчика и первому входу блока эквивалентной нагрузки. Выход модуля управления соединен со вторым входом блока эквивалентной нагрузки, третий вход которого подключен к контакту бортразъема носителя, предназначенного для автоматического выбора и коммутации элементов одной из указанных систем управления ракеты для работы в соответствии с системой управления носителя. Достигается расширение боевых возможностей ракеты. 3 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к конструкции космических транспортных средств для доставки в составе космической головной части крупногабаритных полезных грузов (ПГ) на заданные орбиты выведения. Переходной отсек (ПО) сборочно-защитного блока ракеты содержит внешнюю для крепления головного обтекателя (ГО) и внутреннюю с промежуточным шпангоутом и продольно-поперечным силовым набором для крепления ПГ конические оболочки с нижними и верхними торцевыми шпангоутами, жестко соединенные между собой. Верхние шпангоуты соединены между собой силовыми стержнями и содержат замки крепления и толкатели отделения ПГ. Верхний шпангоут внутренней конической оболочки крепления ПГ выполнен в поперечной плоскости переменного сечения, образуя смещение продольной оси ПО относительно продольной оси ПГ. Верхний шпангоут имеет выемки под толкатели, охваченные хомутами, жестко закрепленными на внутренней конической оболочке. Замки крепления ПГ посредством фитингов закреплены в верхнем шпангоуте внутренней конической оболочки, которые, как и толкатели, размещены концентрично его внутреннему контуру. Продольно-поперечный силовой набор внутренней конической оболочки для обеспечения жесткости ПО между верхним и промежуточным шпангоутами в местах крепления толкателей подкреплен косынками, в местах крепления замков - балками, выполненными переменного сечения. Под одной из выемок в месте меньшего поперечного сечения верхнего шпангоута на внутренней конической оболочке выполнен вырез под толкатель. Силовые стержни выполнены регулируемыми по своей длине. Достигается расширение эксплуатационных возможностей и эффективности использования ПО для смещенного относительно центра масс крупногабаритного полезного груза с сохранением устойчивости и управляемости РКН а полете. 8 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке реактивных снарядов с отделяющимися головными частями. Разделяющийся реактивный снаряд содержит ракетный двигатель с дном, отделяемую головную часть, парашютный отсек, а также взрывательное устройство. Головная часть имеет в своем составе корпус с дном, взрывчатое вещество и поражающие элементы. Парашютный отсек содержит заряд отделения, поршень и узел форсирования. Взрывательное устройство имеет коническую и цилиндрическую части корпуса, в которых размещены электронное временное устройство с предохранительно-исполнительным механизмом, реакционный датчик цели с ударным механизмом и исполнительный блок, снабженные пороховыми зарядами. Головная часть снабжена центральным газоводом, газодинамически связывающим объем аккумулирующего стакана корпуса с запоршневым рабочим объемом. В дне головной части выполнены осевые каналы, связывающие запоршневой объем с задонной компенсаторной зоной ракетного двигателя. Исполнительный блок закреплен в хвостовой части цилиндрической трубы корпуса взрывателя. Одновременно исполнительный блок снабжен клапанным механизмом, закрепленным в центральном канале стакана со стороны вышибного заряда ПИМа. В зоне стыка конической и цилиндрической поверхностей корпуса взрывателя установлена толстостенная металлическая перемычка с центральным каналом, перекрытым заглушкой с пазом. Достигается повышение надежности выдачи воспламенительного импульса и отделения головной части от ракетной. 5 ил.
Наверх