Способ пуска беспилотного летательного аппарата и реактивный комплекс для его реализации (варианты)


 


Владельцы патента RU 2507468:

ОТКРЫТОЕ АКЦИОНЕРНОЕ ОБЩЕСТВО "ГОСУДАРСТВЕННОЕ МАШИНОСТРОИТЕЛЬНОЕ КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО "РАДУГА" ИМЕНИ А.Я. БЕРЕЗНЯКА" (RU)

Изобретение относится к военной технике, а именно к комплексам для запуска беспилотных летательных аппаратов (БПЛА). Реактивный комплекс содержит контрольно-пусковую аппаратуру с пультом управления, БПЛА, пусковую установку (ПУ) с направляющими и устройством крепления-расфиксации. Направляющие ПУ расположены под углом к горизонту. БПЛА содержит стартовый реактивный двигатель твердого топлива с устройством отделения, маршевый воздушно-реактивный двигатель, систему управления, соединенную электрожгутами с двигателем БПЛА, устройством взаимодействия БПЛА с направляющими ПУ, аэродинамическими поверхностями управления полетом БПЛА. БПЛА размещают на направляющих ПУ повернутым вокруг продольной оси на 180 градусов относительно нормального полетного положения. Изобретение позволяет уменьшить время предстартовой подготовки БПЛА, высоту крепления направляющих ПУ. 4 н. и 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к реактивным управляемым снарядам, в частности к беспилотным летательным аппаратам (БПЛА) и устройствам для пуска.

Известен способ пуска БПЛА, реализуемый в самоходной пусковой установке БПЛА, полезная модель РФ, патент №85622, принятый за прототип, заключающийся в размещении БПЛА на направляющих пусковой установки под углом к горизонту и запуске его двигателя с последующим разгоном под воздействием тяги двигателя, при этом для предотвращения падения БПЛА после размещения на направляющих его крепят к пусковой установке, двигатель запускают на режим максимальной тяги и расфиксируют крепление.

Известен вариант способа пуска БПЛА «Прогресс» (П-35) комплекса «Редут» (энциклопедия XXI век, «Оружие и технологии России», том III, «Вооружение военно-морского флота», издательский дом «Оружие и технологии». М., 2001, стр.97-102), используемый при запуске БПЛА большой массы, заключающийся в размещении беспилотного летательного аппарата на направляющих пусковой установки под углом к горизонту, его креплении к пусковой установке, запуске его маршевого воздушно-реактивного двигателя на режим максимальной тяги и запуске стартового реактивного двигателя твердого топлива, расфиксации крепления, последующем разгоне под воздействием суммарной тяги и отделении стартового реактивного двигателя после выгорания твердого топлива.

Все данные существенные признаки известных способов присутствуют и в вариантах предлагаемого технического решения.

Устройство по патенту №85622 принято за прототип реактивного комплекса и включает контрольно-пусковую аппаратуру с пультом управления, беспилотный летательный аппарат и пусковую установку с направляющими, расположенными под углом к горизонту, и устройством крепления и расфиксации крепления беспилотного летательного аппарата, который снабжен устройством взаимодействия с направляющими, содержит двигатель и систему управления, сообщенную электрожгутом с пультом управления. Кроме того, для управляемого полета в атмосфере БПЛА снабжается управляемыми аэродинамическими поверхностями с приводами, а система управления сообщается электрожгутами с приводами аэродинамических поверхностей и двигателем.

Прототип варианта реактивного комплекса - береговой ракетный комплекс «Редут», включает контрольно-пусковую аппаратуру с пультом управления, беспилотный летательный аппарат и пусковую установку с направляющими, расположенными под углом к горизонту, и устройством крепления и расфиксации крепления беспилотного летательного аппарата, который снабжен устройством взаимодействия с направляющими и содержит стартовый реактивный двигатель твердого топлива с устройством его отделения и маршевый воздушно-реактивный двигатель, аэродинамические поверхности управления полетом с приводами и систему управления, сообщенную электрожгутами с пультом управления, стартовым и маршевым двигателями и с приводами аэродинамических поверхностей.

Все данные существенные признаки вариантов известных реактивных комплексов присутствуют в вариантах предлагаемого технического решения.

Для современных БПЛА, оборудованных различной аппаратурой мониторинга земной поверхности, например радиовысотомером, измерителем скорости полета, фотоаппаратурой, тепловизором, вследствие расположения этой аппаратуры в нижней части фюзеляжа БПЛА затруднено ее обслуживание и замена при поломке. Кроме того, при снабжении БПЛА воздушно-реактивным двигателем его целесообразно располагать в нижней части фюзеляжа, чтобы на наиболее напряженном участке работы двигателя (наборе высоты БПЛА) фюзеляж не дросселировал расход воздуха в двигатель, однако при такой компоновке БПЛА необходимо увеличивать высоту крепления направляющих для размещения и обслуживания двигателя на пусковой установке, что приводит к увеличению массы и габаритов пусковой установки.

Техническим результатом, на решение которого направлено изобретение, является облегчение и ускорение работ при подготовке БПЛА к пуску и обеспечение пуска БПЛА с внешним креплением двигателя или его воздухозаборного устройства к нижней части фюзеляжа, без увеличения высоты крепления направляющих.

Для достижения названного технического результата в способе пуска беспилотного летательного аппарата по первому варианту, заключающемся в размещении беспилотного летательного аппарата на направляющих пусковой установки под углом к горизонту, его креплении к пусковой установке, запуске его двигателя на режим максимальной тяги, расфиксации крепления и последующем разгоне под воздействием тяги двигателя, беспилотный летательный аппарат размещают на направляющих пусковой установки в положении, повернутом вокруг его продольной оси на 180 градусов относительно нормального полетного положения, а в автономном полете, управляя его аэродинамическими поверхностями, возвращают в нормальное полетное положение.

Для достижения названного технического результате в способе пуска беспилотного летательного аппарата, по второму варианту, заключающемся в размещении беспилотного летательного аппарата на направляющих пусковой установки под углом к горизонту, его креплении к пусковой установке, запуске его маршевого воздушно-реактивного двигателя на режим максимальной тяги и запуске стартового реактивного двигателя твердого топлива, расфиксации крепления, последующем разгоне под воздействием суммарной тяги и отделении стартового реактивного двигателя после выгорания твердого топлива, беспилотный летательный аппарат размещают на направляющих пусковой установки в положении, повернутом вокруг его продольной оси на 180 градусов относительно нормального полетного положения, а в автономном полете, управляя его аэродинамическими поверхностями, возвращают в нормальное полетное положение.

Дополнительно, в обоих вариантах способа пуска беспилотного летательного аппарата, для ускорения возврата БПЛА в нормальное положение аэродинамические поверхности до разгона устанавливают в положение, обеспечивающее создание вращающего момента по крену при увеличении скорости беспилотного летательного аппарата и управление ими осуществляют в процессе возврата беспилотного летательного аппарата в нормальное полетное положение.

Отличительными признаками обоих вариантов способа пуска беспилотного летательного аппарата являются следующие - беспилотный летательный аппарат размещают на направляющих пусковой установки в положении, повернутом вокруг его продольной оси на 180 градусов относительно нормального полетного положения, а в автономном полете, управляя его аэродинамическими поверхностями, возвращают в нормальное полетное положение.

Дополнительные отличительные признаки по обоим вариантам способа - аэродинамические поверхности до разгона устанавливают в положение, обеспечивающее создание вращающего момента по крену при увеличении скорости беспилотного летательного аппарата, и управление ими осуществляют в процессе возврата беспилотного летательного аппарата в нормальное полетное положение.

Для решения поставленной задачи в первом варианте реактивного комплекса, включающего контрольно-пусковую аппаратуру с пультом управления, беспилотный летательный аппарат и пусковую установку с направляющими, расположенными под углом к горизонту, и устройством крепления и расфиксации крепления беспилотного летательного аппарата, который снабжен устройством взаимодействия с направляющими и содержит двигатель, аэродинамические поверхности управления полетом с приводами и систему управления, сообщенную электрожгутами с пультом управления, двигателем и приводами аэродинамических поверхностей, двигатель и система управления беспилотного летательного аппарата выполнены с возможностью работы на участке разгона в положении, повернутом на 180 градусов вокруг продольной оси беспилотного летательного аппарата относительно нормального полетного положения.

Для решения поставленной задачи во втором варианте реактивного комплекса, включающего контрольно-пусковую аппаратуру с пультом управления, беспилотный летательный аппарат и пусковую установку с направляющими, расположенными под углом к горизонту, и устройством крепления и расфиксации крепления беспилотного летательного аппарата, который снабжен устройством взаимодействия с направляющими и содержит стартовый реактивный двигатель твердого топлива с устройством его отделения и маршевый воздушно-реактивный двигатель, аэродинамические поверхности управления полетом с приводами и систему управления, сообщенную электрожгутами с пультом управления, стартовым и маршевым двигателями, и с приводами аэродинамических поверхностей, стартовый реактивный двигатель твердого топлива, маршевый воздушно-реактивный двигатель и система управления беспилотного летательного аппарата выполнены с возможностью работы на участке разгона в положении, повернутом на 180 градусов вокруг продольной оси беспилотного летательного аппарата относительно нормального полетного положения.

Дополнительно, по обоим вариантам устройства, для ускорения возврата БПЛА в нормальное полетное положение, в стартовом положении аэродинамические поверхности управления полетом установлены в положение, обеспечивающее создание вращающего момента по крену при увеличении скорости беспилотного летательного аппарата.

Отличительными признаками устройства по первому варианту является то, что двигатель и система управления беспилотного летательного аппарата выполнены с возможностью работы на участке разгона в положении, повернутом на 180 градусов вокруг продольной оси беспилотного летательного аппарата, относительно нормального полетного положения.

Отличительными признаками устройства по второму варианту является то, что стартовый реактивный двигатель твердого топлива, маршевый воздушно-реактивный двигатель и система управления беспилотного летательного аппарата выполнены с возможностью работы на участке разгона в положении, повернутом на 180 градусов вокруг продольной оси беспилотного летательного аппарата относительно нормального полетного положения.

Дополнительные отличительные признаки по обоим вариантам устройства - в стартовом положении аэродинамические поверхности управления полетом установлены в положение, обеспечивающее создание вращающего момента по крену при увеличении скорости беспилотного летательного аппарата.

Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными, указанными в ограничительной части формулы, облегчаются и ускоряются работы по подготовке к пуску БПЛА, обеспечивается возможность пуска БПЛА с двигателем, закрепленным в нижней части фюзеляжа без увеличения массы пусковой установки, обеспечиваются минимальные затраты топлива на возврат БПЛА в нормальное полетное положение и минимальные динамические нагрузки на БПЛА при развороте.

Предложенные технические решения могут найти применение для пуска БПЛА различного назначения, используемых в министерстве обороны для доставки полезной нагрузки и разведки местности, а также в других отраслях промышленности при необходимости обследования местности для разведки очагов пожаров, или проведения поисковых операций, при подготовке спасательных операций в аварийных ситуациях.

Изобретение поясняется чертежом.

На чертеже представлен реактивный комплекс, включающий контрольно-пусковую аппаратуру 1 с пультом 2 управления, БПЛА 3 и пусковую установку 4 с направляющими 5, расположенными под углом α к горизонту по левому и правому борту БПЛА 3, при этом БПЛА 3 снабжен устройством 6 взаимодействия с направляющими 5 и содержит стартовый реактивный двигатель 7 твердого топлива с устройством 8 его отделения и маршевый воздушно-реактивный двигатель 9, аэродинамические поверхности 10 управления полетом с приводами 11, аппаратуру 12 мониторинга земной поверхности и систему 13 управления, сообщенную электрожгутами 14 с пультом 2 управления, стартовым 7 и маршевым 9 двигателями, приводами 11 аэродинамических поверхностей 10 и аппаратурой 12. Стартовый реактивный двигатель 7 твердого топлива и система 13 управления БПЛА 3 выполнены с возможностью работы на участке разгона в положении, повернутом на 180 градусов вокруг продольной оси БПЛА 3 относительно нормального полетного положения. В стартовом положении аэродинамические поверхности 11 управления полетом установлены в положение, обеспечивающее создание вращающего момента по крену при увеличении скорости беспилотного летательного аппарата (отклоны на угол β). Электрожгуты 14 сообщены с пультом 2 управления через отрывной разъем 15. БПЛА 3 закреплен на пусковой установке 4 посредством устройства 16 крепления и расфиксации крепления, которое для упрощения конструкции снабжено срезной шпилькой 17.

Представленный на чертеже реактивный комплекс работает следующим образом. БПЛА 3 размещается на направляющих 5 пусковой установки 4 посредством устройства 6 в положении, повернутом вокруг его продольной оси на 180 градусов относительно нормального полетного положения и закрепляется на пусковой установке 4 устройством 16 крепления и расфиксации крепления со срезной шпилькой 17. Производится соединение частей отрывного разъема 15 и благодаря связи аппаратуры 1 с пультом 2 посредством электрожгутов 14 через систему 13 управления с двигателями 7 и 9, приводами 11, аппаратурой 12 с пульта 2 посредством аппаратуры 1 осуществляется проверка всех систем БПЛА 3, а также вводятся маршрутные данные в систему 13 управления. При этом обеспечивается удобный подход к аппаратуре 12 мониторинга земной поверхности, следовательно, замена в ней отдельных блоков или расходных материалов, например сменных дисков памяти, может быть выполнена значительно быстрее, чем у прототипа. При этом маршевый воздушно-реактивный двигатель 9 на пусковой установке 1 расположен сверху, что создает удобство при контроле состояния его агрегатов, их замене, монтаже и демонтаже двигателя 9 в целом, замене масла в его системе смазки и обеспечивает пуск БПЛА 3 без увеличения высоты крепления направляющих 5, следовательно, и без увеличения массы пусковой установки 4, которая понадобилась бы при такой компоновке маршевого двигателя 9 и известном расположении БПЛА 3 на направляющих 5. Команда "пуск" выдается с пульта 2 в систему 13 управления БПЛА 3, которая обеспечивает выдачу электрического напряжения на запуск маршевого воздушно-реактивного двигателя 9 на режим максимальной тяги, после чего система 13 управления обеспечивает выдачу электрического сигнала на розжиг стартового двигателя 7, под действием суммарной тяги которого срезается шпилька 17 устройства 16 и БПЛА 3 ускоряется по направляющим 5 благодаря устройству 6. Вследствие предварительного отклонения поверхностей 10 на угол β при увеличении скорости БПЛА 3 создается момент крена, вращающий его вокруг продольной оси, а система 13 управления стабилизирует нормальное полетное положение БПЛА 3, при этом увеличение момента крена начинается с его нулевого значения и возвращение БПЛА 3 в нормальное полетное положение происходит при меньшей скорости, в более ранний момент времени, при меньшем моменте инерции вращения БПЛА 3, следовательно, стабилизация БПЛА 3 вблизи нормального полетного положения будет происходить плавно с меньшей затратой энергии на маневр (минимальным расходом топлива на преодоление дополнительного аэродинамического сопротивления от отклонения рулей 10). Пуск БПЛА 3 малой массы с одним двигателем 9 (без стартового двигателя 7) осуществляется аналогично. Отличие заключается в том, что усилие среза шпильки 17 и разгон БПЛА 3 на направляющих 5 происходит под действием максимальной тяги двигателя 9.

1. Способ пуска беспилотного летательного аппарата, заключающийся в размещении беспилотного летательного аппарата на направляющих пусковой установки под углом к горизонту, его креплении к пусковой установке, запуске его двигателя на режим максимальной тяги, расфиксации крепления и последующем разгоне под воздействием тяги двигателя, отличающийся тем, что беспилотный летательный аппарат размещают на направляющих пусковой установки в положении, повернутом вокруг его продольной оси на 180 градусов относительно нормального полетного положения, а в автономном полете, управляя его аэродинамическими поверхностями, возвращают в нормальное полетное положение.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что аэродинамические поверхности до разгона устанавливают в положение, обеспечивающее создание вращающего момента по крену при увеличении скорости беспилотного летательного аппарата, и управление ими осуществляют в процессе возврата беспилотного летательного аппарата в нормальное полетное положение.

3. Способ пуска беспилотного летательного аппарата, заключающийся в размещении беспилотного летательного аппарата на направляющих пусковой установки под углом к горизонту, его креплении к пусковой установке, запуске его маршевого воздушно-реактивного двигателя на режим максимальной тяги и запуске стартового реактивного двигателя твердого топлива, расфиксации крепления, последующем разгоне под воздействием суммарной тяги и отделении стартового реактивного двигателя после выгорания твердого топлива, отличающийся тем, что беспилотный летательный аппарат размещают на направляющих пусковой установки в положении, повернутом вокруг его продольной оси на 180 градусов относительно нормального полетного положения, а в автономном полете, управляя его аэродинамическими поверхностями, возвращают в нормальное полетное положение.

4. Способ по п.3, отличающийся тем, что аэродинамические поверхности до разгона устанавливают в положение, обеспечивающее создание вращающего момента по крену при увеличении скорости беспилотного летательного аппарата, и управление ими осуществляют в процессе возврата беспилотного летательного аппарата в нормальное полетное положение.

5. Реактивный комплекс, включающий контрольно-пусковую аппаратуру с пультом управления, беспилотный летательный аппарат и пусковую установку с направляющими, расположенными под углом к горизонту, и устройством крепления и расфиксации крепления беспилотного летательного аппарата, который снабжен устройством взаимодействия с направляющими и содержит двигатель, аэродинамические поверхности управления полетом с приводами и систему управления, сообщенную электрожгутами с пультом управления, двигателем и приводами аэродинамических поверхностей, отличающийся тем, что двигатель и система управления беспилотного летательного аппарата выполнены с возможностью работы на участке разгона в положении, повернутом на 180 градусов вокруг продольной оси беспилотного летательного аппарата, относительно нормального полетного положения.

6. Реактивный комплекс по п.5, отличающийся тем, что в стартовом положении аэродинамические поверхности управления полетом установлены в положение, обеспечивающее создание вращающего момента по крену при увеличении скорости беспилотного летательного аппарата.

7. Реактивный комплекс, включающий контрольно-пусковую аппаратуру с пультом управления, беспилотный летательный аппарат и пусковую установку с направляющими, расположенными под углом к горизонту, и устройством крепления и расфиксации крепления беспилотного летательного аппарата, который снабжен устройством взаимодействия с направляющими и содержит стартовый реактивный двигатель твердого топлива с устройством его отделения и маршевый воздушно-реактивный двигатель, аэродинамические поверхности управления полетом с приводами и систему управления, сообщенную электрожгутами с пультом управления, стартовым и маршевым двигателями, и с приводами аэродинамических поверхностей, отличающийся тем, что стартовый реактивный двигатель твердого топлива, маршевый воздушно-реактивнй двигатель и система управления беспилотного летательного аппарата выполнены с возможностью работы на участке разгона в положении, повернутом на 180 градусов вокруг продольной оси беспилотного летательного аппарата относительно нормального полетного положения.

8. Реактивный комплекс по п.7, отличающийся тем, что в стартовом положении аэродинамические поверхности управления полетом установлены в положение, обеспечивающее создание вращающего момента по крену при увеличении скорости беспилотного летательного аппарата.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области кораблестроения. Подводная лодка с гидравлическими торпедными аппаратами содержит прочный корпус и легкий корпус с волнорезными щитами.

Изобретение относится к ручным гранатометам. Устройство траекторного подрыва надкалиберных осколочных гранат к ручному гранатомету содержит прицел и лазерный дальномер, выполненные единым блоком, который установлен на стволе гранатомета, датчик угла возвышения ствола, баллистический вычислитель и осколочную гранату с электронным ударно-временным донным взрывателем с установками на отсчет времени и на ударное действие.

Изобретение относится к пусковым установкам и может быть использовано для отделения объекта от подводного или надводного носителя. Сбрасывающее устройство для отделения объекта от носителя содержит силовой блок, направляющие для продольного перемещения объекта, приспособление для стопорения объекта.
Изобретение относится к военной технике, а именно к управляемым ракетам. В пульт огневой позиции передают координаты цели, полученные с помощью целеуказателя, рассчитывают установки стрельбы и полетное задание, передают установки стрельбы на пусковую установку и на управляемую ракету с лазерной полуактивной головкой самонаведения, производят запуск, устанавливают канал радиосвязи с пультом разведчика для передачи сигнала о времени включения лазерного излучения целеуказателя после выстрела.

Изобретение относится к боевой технике и может быть использовано в реактивных системах залпового огня (РСЗО). .

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано для изготовления контейнеров и пусковых труб для запуска ракет. .

Изобретение относится к авиации, а именно к установке для запуска летательного объекта, к системе для запуска летательного объекта и к способам запуска летательного объекта.

Изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно к стартовым комплексам ракет космического назначения. .

Изобретение относится к технике газоотводящих устройств пусковых установок ракетоносителей. .

Изобретение относится к военно-морской технике, в частности к морским подводным противовоздушным комплексам, и является усовершенствованием изобретения, описанного в заявке 2008105175 (входящий 005621 от 11.02.2008 г.).

Изобретение относится к газодинамическим устройствам и может быть использовано в ствольных баллистических установках. Газодинамический источник давления содержит корпус, в котором размещен газогенерирующий заряд из пороха, не детонирующего в обычных условиях, стержневой осевой инициирующий заряд из взрывчатого вещества, демпфирующий заряд из дымного пороха и перфорированный вкладыш, которые установлены коаксиально без воздушного зазора в полости корпуса. Изобретение позволяет сократить время воспламенения порохового газогенерирующего заряда, упростить конструкцию газодинамического источника давления и расширить диапазон создаваемых импульсов давления. 2 ил.

Изобретение относится к вооружению, а именно к системам наведения на цель. Размещают средства разведки и наблюдения командира (СРНК) и вооружение оператора (ВО) на местности на двух шасси, устанавливают единое компьютерное время в пультах управления командира (УК) и оператора (О), ориентируют СРНК и ВО на местности и в движении относительно географических координат, обнаруживают и сопровождают цель с помощью средств разведки и наблюдения, вводят координаты цели в пульт управления командира, передают периодически скорость движения и время замера координат цели из пульта УК в пульт О, определяют прогнозируемую точку нахождения цели к моменту наведения визира вооружения на цель с учетом скорости движения цели перемещений шасси, нацеливают вооружение на прогнозируемую точку нахождения цели. Изобретение позволяет сократить время наведения на цель. 2 з.п. ф-лы.

Группа изобретений относится к радиолокационной технике. Достигаемым техническим результатом является уменьшение массогабаритных и стоимостных характеристик радиовзрывателей за счет использования только одной радиолокационной станции (РЛС). Указанный результат достигается за счет того, что определяют моменты выдачи команд на пуск и подрыв защитного боеприпаса после того, как на РЛС определят моменты возникновения сигналов разностных частот (N+4)Fдо=(N+4)2Vofн/C и МFдо=N2Vofн/C, когда цель находится соответственно на (До/Vo)[Vi+(N+4)Vo] и (До/Vo)(Vi+NVo) удалениях от приемно-передающей антенны РЛС, где N - положительное число, fн - частота излучаемого непрерывного сигнала с частотной модуляцией по одностороннему пилообразному линейно возрастающему закону (НЛЧМ сигнал), Vo, Vi и С - скорости: защитного боеприпаса, цели и света, До - расстояние, выбираемое из условия До/Vo=fн/Fмfд, fд и Fм - девиация частоты и частота модуляции НЛЧМ сигнала, и измеряют интервал времени t между моментами возникновения этих сигналов, после чего, в соответствии с длительностью измеренного интервала времени t, выбирают из совокупности заранее рассчитанных величин две: Дi=(Дo/Vo)(Vi+NVo) - дальность и (Vi+Vp) - сумму скоростей, и вычисляют отношение t1=Дi/(Vi+Vp), где Vp - реальная скорость защитного боеприпаса, определяющее время между пуском защитного боеприпаса в момент, когда цель будет находиться на (До/Vo)(Vi+NVo) расстоянии от приемно-передающей антенны РЛС и моментом подрыва защитного боеприпаса, когда он будет находиться в точке упреждения - месте встречи с целью. При этом радиовзрыватель содержит: приемно-передающую антенну, передатчик непрерывного сигнала с частотной модуляцией по одностороннему пилообразному линейно возрастающему закону, смеситель, фильтр разностных частот, обнаружитель сигнала узкополосного спектра частот, регистр сдвига, элемент И, элемент задержки счетчика импульсов, генератор счетных импульсов, схему деления, два постоянных запоминающих устройства и реле времени. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области импульсной техники, в частности к селекторам по периоду следования, и к области головок самонаведения. Технический результат заключается в уменьшении времени поиска и обеспечении перехода в режим слежения при отказе одного из каналов в диапазоне возможных частот вращения. Технический результат достигается за счет селектора импульсов полуактивной головки самонаведения вращающихся по крену артиллерийских снарядов, содержащего блок выделения первого импульса, первую схему ИЛИ, элемент задержки, блок формирования строба, схему И, первый и второй пересчетные блоки, вторую схему ИЛИ, многоканальный усилитель, блок компараторов, блок триггеров, генератор импульсов, счетчик импульсов, регистр, блок умножения, сравнивающее устройство, таймер, блок счетчиков, шифратор, приемник излучения с чувствительными элементами и схему И-ИЛИ с соответствующими связями. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится военной технике и может быть использовано в противолодочных боеприпасах. Противолодочный боеприпас (ПБ) содержит корпус, систему запуска и разделения, тормозной отсек с парашютом и поплавком с невозвратным клапаном, отделяемый корректируемый подводный снаряд (КПС) с ускорителем, боевой частью, взрывательным устройством, системой коррекции траектории, содержащей гидроакустическую приемоизлучающую антенну, электронный блок обработки сигналов, рулевое устройство, дежурный гидроакустический канал. С установки сбрасывают или выстреливают прицельно серийно или одиночно ПБ в заданную точку на водной поверхности, обеспечивают заданную скорость полета ПБ на воздушной траектории, отделяют КПС после приводнения и зависания на заданной глубине ПБ, отклоняют траекторию движения КПС в сторону цели с помощью системы наведения. Изобретение позволяет повысить эффективность наведения ПБ на цель. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Предлагаемое изобретение относится к заряжающим устройствам орудий, используемых на транспортных средствах, и может быть использовано преимущественно в транспортно-заряжающих машинах реактивных систем залпового огня и зенитных ракетных комплексов. Устройство для заряжания и разряжания ракеты содержит траверсу, имеющую узел соединения с подъемным механизмом и снабженную элементами фиксации контейнера. Направляющие бугелей контейнера расположены на траверсе. Устройство имеет для стыковки с направляющими бугелей боевой машины узел стыковки, выполненный в виде двух вилок со стопорами, расположенными по обе стороны траверсы в горизонтальной плоскости. Узел стыковки снабжен отжимателем стопоров бугелей контейнера. Достигается исключение деформации направляющих бугелей и упрощение операции извлечения контейнера из боевой машины после пуска ракеты. 2 ил.

Изобретение относится к системам вооружения, например к системе запуска дымовых гранат с объектов бронетехники. Пусковая установка содержит стреляющее устройство (1), торцевую опору, состоящую из серьги (2), кронштейна (3) с осью (4), подкладки (5), оси-винта (6), и крепление к объекту. Торцевая опора выполнена с возможностью шарнирно вращаться на поворотных осях (4) и (6), установленных взаимно поперечно. Установка содержит также механизмы зажима, выполненные в виде зубчатого зацепления (7) на контактирующих поверхностях серьги (2), кронштейна (3), подкладки (5) и винтового крепежа на осях (4) и (6). Установка с помощью гайки (8) крепится к борту (9) объекта-носителя. Достигается возможность устанавливать требуемый угол наведения стреляющего устройства в пределах вертикальных и горизонтальных углов наведения. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области вооружений, а именно к пусковым установкам для объектов военной техники. Пусковая установка содержит пусковую трубу, полесоздающую катушку, втулка которой является камерой сгорания, донце, крепежную поверхность, на донце выполнены: резьба, соединяющая ее с пусковой трубой, посадочная поверхность, соединяющая ее неподвижно и герметично с втулкой, крепежная поверхность, причем посадочные поверхности, соединяющие донце и втулку, выполнены с размерами, обеспечивающими натяг, крепежная поверхность в виде хвостовика с резьбой под гайку. Изобретение обеспечивает простоту и надежность конструкции, минимальные габариты как отдельной ПУ, так и блока ПУ. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области вооружений и касается устройств запуска гранат для объектов военной техники. Устройство для запуска гранат содержит пусковую трубу с установленной в ней гранатой, узел пуска и узел стопорения. При этом узел стопорения выполнен в дульной части пусковой трубы в виде заходной конусной поверхности и фиксирующе-герметизирующей проточки, а в головной части гранаты - в виде упругого герметизирующего элемента. Достигается простота, надежность, малогабаритность узла стопорения, обеспечивающего большой диапазон изменения заданного усилия стопорения и герметичность канала пусковой трубы устройства в заряженном гранатой положении и при ее отсутствии. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к транспортно-пусковым контейнерам. Транспортно-пусковой контейнер для ракеты содержит корпус и механизм для закрепления ракеты в нем. Механизм закрепления содержит попарно размещенные силовые шпангоуты с попарно размещенными на них опорами. Опоры содержат упорные винты, вворачиваемые в направлении оси ТПК, диаметрально противоположно друг другу. Достигается упрощение конструкции механизма закрепления ракеты. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх