Ракетная часть со стабилизатором реактивного снаряда



Ракетная часть со стабилизатором реактивного снаряда
Ракетная часть со стабилизатором реактивного снаряда
Ракетная часть со стабилизатором реактивного снаряда
Ракетная часть со стабилизатором реактивного снаряда
Ракетная часть со стабилизатором реактивного снаряда

 


Владельцы патента RU 2540291:

Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" (RU)

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетным частям со стабилизатором реактивных снарядов. Ракетная часть со стабилизатором реактивного снаряда содержит корпус с многосопловым блоком и раскрывающийся стабилизатор с лопастями. Лопасти установлены под нулевым углом к продольной оси корпуса. Лопасти стабилизатора выполнены плоскими и имеют несимметричное заострение передних кромок со скосом. Скос расположен на поверхности лопасти, обращенной в направлении, противоположном вращению ракетной части. Угол заострения в плоскости, перпендикулярной передним кромкам, находится в пределах β=10°…30°. Достигается повышение надежности функционирования ракетной части. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетной части реактивного снаряда системы залпового огня.

Объект изобретения представляет собой ракетную часть со стабилизатором реактивного снаряда системы залпового огня с улучшенными аэробаллистическими характеристиками, повышенной боевой эффективностью и надежностью функционирования.

Так, известны ракетные части со стабилизаторами к реактивным снарядам М8, М13 (см., например, Куров В.Д., Должанский Ю.М. Основы проектирования пороховых ракетных снарядов.- М.: Оборонгиз, 1961, с.11), принятые за аналоги. Ракетные части содержат корпус с сопловым блоком, стабилизатор с прочно скрепленными с корпусом лопастями. Передние кромки лопастей выполнены симметричными.

Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией ракетной части реактивного снаряда является наличие в составе М8, М13 корпуса с сопловым блоком стабилизатора с лопастями.

Указанные снаряды обеспечивают поражение крупноразмерных целей при стрельбе на небольшие дальности. Однако наличие нераскрывающегося стабилизатора не позволяет разместить на пусковой установке большое количество реактивных снарядов, что снижает их боевую эффективность.

Известна также ракетная часть со стабилизатором реактивного снаряда М-210Ф (см. Боевая машина БМ-21. Техническое описание и инструкция по эксплуатации. - М. Военное издательство МО СССР 1977, с.74-75). Она содержит корпус с многосопловым блоком, раскрывающийся стабилизатор с дугообразными лопастями. Передние и задние кромки лопастей выполнены с симметричным заострением, а лопасти устанавливаются под определенным углом к продольной оси корпуса двигателя, благодаря чему обеспечивается вращение снаряда в полете.

Указанная ракетная часть с раскрывающимся стабилизатором обеспечивает повышение боевой эффективности и увеличение дальности стрельбы реактивного снаряда по сравнению с М8, М13.

Однако угловая скорость вращения реактивного снаряда М-210Ф изменяется в широких пределах. При разработке ракетной части, обеспечивающей дальнейшее увеличение дальности стрельбы за счет увеличения скорости полета, происходит сближение угловой скорости вращения в конце АУТ с частотой изгибных колебаний корпуса, что приводит к резонансным явлениям, раскачке снаряда, существенно снижаются характеристики точности, кучности, боевой эффективности, надежности функционирования.

Для ракетной части вращающегося реактивного снаряда по патенту РФ №2166178, кл. МПК F42B 15/00, опубл. 27.04.2001 г. разработан раскрывающийся стабилизатор с дугообразными лопастями, установленными под углом к продольной оси снаряда. Передние и задние кромки лопастей выполнены с несимметричным заострением со скосами, расположенными на выпуклой поверхности, обращенной в сторону вращения снаряда. Конструкция стабилизатора позволяет осуществлять более быструю раскрутку реактивного снаряда на начальном активном участке траектории (АУТ), уменьшить скорость вращения снаряда в конце АУТ и увеличить ее на пассивном участке. Благодаря этому угол установки лопастей меньше, чем у стабилизаторов с симметричным заострением передних и задних кромок лопастей. Однако наличие угла установки лопастей к оси корпуса ракетной части приводит к увеличению сопротивления и потере дальности, а наличие асимметрии углов установки лопастей приводит к появлению поперечных аэродинамических сил, вызывающих раскачку снаряда, ухудшение характеристик кучности, снижающих надежность функционирования.

Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией ракетной части реактивного снаряда является наличие в составе аналогов корпуса с сопловым блоком раскрывающегося стабилизатора с лопастями.

В качестве прототипа принята ракетная часть со стабилизатором реактивного снаряда по патенту РФ №2343397, кл. МПК F42B 15/00, опубл. 10.07.2008 г. Она содержит корпус с многосопловым блоком, раскрывающийся стабилизатор с дугообразными лопастями, установленными на осях параллельно продольной оси снаряда. Передние и задние кромки лопастей выполнены со скосом на выпуклой поверхности. Продольные оси сопел расположены под углом к продольной оси снаряда в направлении, противоположном направлению скоса передних кромок лопастей. Угол наклона осей сопел выбирается по определенной формуле, приведенной в описании указанного патента.

Задачей данного технического решения являлось увеличение дальности снаряда за счет уменьшения сопротивления, улучшение аэробаллистических характеристик снаряда, повышение надежности функционирования за счет уменьшения диапазона угловой скорости вращения. Однако применение дугообразных лопастей в раскрывающемся стабилизаторе не позволило полностью избежать нестационарности изменения коэффициента вращающего момента крена от чисел Маха (скорости полета), а следовательно угловой скорости вращения даже при нулевом угле установки лопастей к продольной оси корпуса ракетной части. Кроме того, на угловую скорость вращения влияют также и углы атаки, которые появляются на участке управления при разработке перспективных реактивных снарядов.

Разработка ракетных частей для реактивных снарядов с увеличенной дальностью стрельбы и повышенной точностью, повышение надежности функционирования приводит к необходимости поиска новых конструктивных решений, обеспечивающих полет в допустимом интервале угловой скорости вращения на всех участках траектории.

Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией ракетной части со стабилизатором реактивного снаряда является наличие в прототипе корпуса ракетной части с многосопловым блоком раскрывающегося стабилизатора с лопастями, установленными под нулевым углом к продольной оси корпуса.

В отличие от прототипа в предлагаемой ракетной части со стабилизатором реактивного снаряда:

- лопасти стабилизатора выполнены плоскими и имеют несимметричное заострение передних кромок со скосом, расположенным на поверхности лопасти, обращенной в направлении, противоположном вращению ракетной части, и угол заострения в плоскости, перпендикулярной передним кромкам, находится в пределах β=10°…30°;

- задние кромки плоских лопастей выполнены с притуплением, равным толщине каждой лопасти, а продольные оси сопел расположены под углом к продольной оси корпуса ракетной части в направлении, совпадающим с направлением скоса передних кромок лопастей;

- стабилизатор может быть выполнен комбинированным, состоящим из плоских раскрывающихся лопастей и кольца, с наружным диаметром, превышающим в 1,2…1,5 раза диаметр корпуса ракетной части в месте его установки, и жестко скрепленного с ним посредством пилонов, ориентированных под нулевым углом к продольной оси корпуса, а раскрывающиеся плоские лопасти установлены на пилонах посредством осей, перпендикулярных к ним, при этом угол наклона осей сопел ракетной части к ее продольной оси выбран по формуле и центры выходных сечений сопел находятся на одинаковом расстоянии друг от друга и от продольной оси корпуса ракетной части на окружности, диаметр которой составляет 0,60…0,85 диаметра донного среза корпуса ракетной части, где β - угол заострения передних кромок раскрывающихся плоских лопастей стабилизатора в плоскости, перпендикулярной кромкам, γ - угол наклона оси сопла к продольной оси корпуса ракетной части, Hст - размах раскрывающихся плоских лопастей стабилизатора, dк - наружный диаметр кольца стабилизатора, b к ¯ = b к / d к - отношение ширины кольца к его наружному диаметру, bк - ширина кольца, dс - диаметр окружности, проходящей через центры выходных сечений сопел ракетной части, bср.лоп - средняя вдоль размаха хорда лопасти, nлоп=4…8 - количество лопастей стабилизатора, nс=4…12 - количество сопел ракетной части.

Это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.

Указанные признаки, отличительные от прототипа и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой защиты, во всех случаях достаточны.

Задачей предполагаемого изобретения является создание ракетной части со стабилизатором реактивного снаряда с повышенной надежностью функционирования за счет уменьшения диапазона изменения угловой скорости вращения и обеспечения полета в безрезонансной зоне с требуемыми аэробаллистическими характеристиками, улучшение характеристик кучности и точности снаряда.

Указанный технический результат достигается тем, что в ракетной части со стабилизатором реактивного снаряда, содержащей корпус с многосопловым блоком, раскрывающийся стабилизатор с лопастями, установленными под нулевым углом к продольной оси корпуса:

- лопасти стабилизатора выполнены плоскими и имеют несимметричное заострение передних кромок со скосом, расположенным на поверхности лопасти, обращенной в направлении, противоположном вращению ракетной части, и угол заострения в плоскости, перпендикулярной передним кромкам, находится в пределах β=10°…30°;

- задние кромки плоских лопастей выполнены с притуплением, равным толщине каждой лопасти, а продольные оси сопел расположены под углом к продольной оси корпуса ракетной части в направлении, совпадающим с направлением скоса передних кромок лопастей;

- стабилизатор может быть выполнен комбинированным, состоящим из плоских раскрывающихся лопастей и кольца, с наружным диаметром, превышающим в 1,2…1,5 раза диаметр корпуса ракетной части в месте его установки, и жестко скрепленного с ним посредством пилонов, ориентированных под нулевым углом к продольной оси корпуса, а раскрывающиеся плоские лопасти установлены на пилонах посредством осей, перпендикулярных к ним, при этом угол наклона осей сопел ракетной части к ее продольной оси выбран по формуле и центры выходных сечений сопел находятся на одинаковом расстоянии друг от друга и от продольной оси корпуса ракетной части на окружности, диаметр которой составляет 0,60…0,85 диаметра донного среза корпуса ракетной части, где β - угол заострения передних кромок раскрывающихся плоских лопастей стабилизатора в плоскости, перпендикулярной кромкам, γ - угол наклона оси сопла к продольной оси корпуса ракетной части, Hст - размах раскрывающихся плоских лопастей стабилизатора, dк - наружный диаметр кольца стабилизатора, b к ¯ = b к / d к - отношение ширины кольца к его наружному диаметру, bк - ширина кольца, dс - диаметр окружности, проходящей через центры выходных сечений сопел ракетной части, bср.лоп - средняя вдоль размаха хорда лопасти, nлоп=4…8 - количество лопастей стабилизатора, nс=4…12 - количество сопел ракетной части.

Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между параметрами ракетной части и стабилизатора реактивного снаряда позволяют, в частности, за счет выполнения:

- лопастей стабилизатора плоскими - уменьшить разброс угловой скорости вращения ракетной части реактивного снаряда за счет исключения индуцированных моментов крена, характерных для дугообразных лопастей, и обеспечения стабильного изменения коэффициента вращающего момента крена и угловой скорости вращения снаряда от чисел Маха, угла атаки;

- несимметричного заострения передних кромок со скосом, расположенным на поверхности лопасти, обращенной в направлении, противоположном вращению ракетной части и угла заострения в плоскости, перпендикулярной передним кромкам, в пределах β=10°…30°, а задних кромок плоских лопастей с притуплением, равным толщине каждой лопасти - обеспечить действие вращающего момента от плоских лопастей стабилизатора в сторону направления вращения снаряда как при движении его в трубчатой направляющей, так и после вылета из нее на всех участках траектории. Выполнение угла заострения передней кромки свыше 30° и менее 10° приводит к уменьшению аэродинамического вращающего момента крена лопастей стабилизатора, и для его компенсации необходимо увеличивать угол наклона осей сопел, что приводит к потере тяги и уменьшению дальности стрельбы снаряда;

- расположения продольных осей сопел под углом к продольной оси корпуса ракетной части в направлении, совпадающим с направлением скоса передних кромок плоских лопастей - обеспечить действие вращающих моментов от косопоставленных сопел ракетной части на активном участке полета и плоских лопастей стабилизатора на всей траектории полета в одном направлении, выполнить условие безрезонансного полета реактивного снаряда без угла атаки, что повышает надежность его функционирования, точность и кучность стрельбы;

- стабилизатора комбинированным, состоящим из плоских раскрывающихся лопастей и кольца, с наружным диаметром, превышающим в 1,2…1,5 раза диаметр корпуса ракетной части в месте его установки, и жестко скрепленного с ним посредством пилонов, ориентированных под нулевым углом к продольной оси корпуса - повысить подъемную силу стабилизатора и обеспечить устойчивость реактивного снаряда при меньших габаритах раскрывающихся лопастей, повысить жесткость стабилизатора и надежность его работы в условиях полета с повышенными скоростями. Выполнение диаметра кольца менее 1,2 диаметра корпуса ракетной части приводит к уменьшению подъемной силы за счет запирания потока в зазоре между ним и корпусом, при диаметре кольца более 1,5 приводит к росту сопротивления и уменьшению положительного влияния интерференции между корпусом и кольцом на подъемную силу стабилизатора;

- угла наклона осей сопел ракетной части к ее продольной оси при наличии комбинированного стабилизатора по формуле - обеспечить угловую скорость вращения реактивного снаряда в допустимом диапазоне, исключить его раскачку и полет без угла атаки. Уменьшение угла установки осей сопел относительно указанного предела приводит к сближению скорости вращения и частоты собственных колебаний и резонансу реактивного снаряда. Увеличение угла установки осей сопел приводит к увеличению скорости вращения и приближению ее к частоте изгибных колебаний, увеличению аэродинамических нагрузок на элементы конструкции, ухудшению прочности ракетной части, стабилизатора и снаряда в целом;

- центров выходных сечений сопел на одинаковом расстоянии друг от друга и от продольной оси корпуса ракетной части на окружности, диаметр которой составляет 0,60…0,85 диаметра донного среза корпуса ракетной части - уменьшить газодинамический эксцентриситет реактивных струй многосоплового блока относительно продольной оси ракетной части. Выполнение диаметра окружности, проходящей через центры выходных сечений сопел, менее 0,6 диаметра донного среза корпуса приводит к уменьшению вращающего момента реактивных струй, и для его компенсации необходимо увеличивать угол установки сопел, что приводит к потере тяги, уменьшению дальности полета реактивного снаряда. При диаметре окружности свыше 0,85 диаметра донного среза корпуса затруднена конструктивная реализация многосоплового блока, выходное сечение сопел выходит за пределы донного среза, увеличивая донное сопротивление реактивного снаряда на пассивном участке траектории, что приводит к уменьшению дальности полета.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1, фиг.2 показан общий вид ракетной части с различными вариантами стабилизатора реактивного снаряда.

Ракетная часть состоит из корпуса 1 с многосопловым блоком 2, стабилизатора 3 с раскрывающимися лопастями 4. Лопасти 4 выполнены плоскими и имеют несимметричное заострение передних кромок со скосом А, расположенным на поверхности лопасти, обращенной в направлении, противоположном вращению ракетной части. Угол заострения β в плоскости, перпендикулярной передним кромкам, находится в пределах 10°…30°, задние кромки лопастей 4 выполнены с притуплением tпр, равным толщине t лопасти. Оси сопел 5 расположены под углом γ к продольной оси корпуса 1 ракетной части в направлении, совпадающим с направлением скоса A передних кромок лопастей 4.

На фиг.2 представлена ракетная часть с комбинированным вариантом стабилизатора 3, состоящего из плоских раскрывающихся лопастей 4 и кольца 6, с наружным диаметром dк, превышающим в 1,2…1,5 раза диаметр d1 корпуса 1 ракетной части в месте его установки. Угол γ расположения осей сопел 5 к продольной оси корпуса 1 выполнен по предлагаемой авторами формуле и зависит от геометрических и конструктивных параметров стабилизатора 3 и многосоплового блока 2 ракетной части.

Раскрывающиеся плоские лопасти 4 (фиг.2) установлены на пилонах 7, ориентированных под нулевым углом к оси корпуса 1 ракетной части, посредством осей 8. При помощи пилонов 7 кольцо 6 стабилизатора 3 крепится к корпусу 1 ракетной части. Центры выходных сечений сопел 5 находятся на одинаковом расстоянии друг от друга и от продольной оси корпуса ракетной части на окружности, диаметр dс которой составляет 0,60…0,85 диаметра d2 донного среза корпуса 1 ракетной части.

Предлагаемая ракетная часть со стабилизатором реактивного снаряда работает следующим образом.

После запуска ракетной части корпус 1 с многосопловым блоком 2 и стабилизатором 3 за счет тяги реактивных струй, истекающих из сопел 5, начинает движение в направляющей пусковой установки. Лопасти 4 стабилизатора 3 после выхода из направляющей раскрываются, поворачиваясь вокруг своих осей (например, 8 в комбинированном стабилизаторе 3 на Фиг.2). Снаряд начинает движение по траектории, при этом передние кромки лопастей 4 со скосами A взаимодействуют с набегающим потоком воздуха, обеспечивая устойчивое движение снаряда и его вращение. Применение кольца 6, скрепленного пилонами 7 с корпусом 1 ракетной части в комбинированном варианте стабилизатора 3, позволяет повысить жесткость стабилизатора, увеличить его аэродинамическую мощность и тем самым уменьшить геометрические размеры лопастей 4, снизить аэродинамическое сопротивление лопастей. Это приводит также к уменьшению аэродинамических нагрузок на лопасти 4. За счет нулевого угла установки плоских лопастей к продольной оси корпуса 1 ракетной части и расположения продольных осей сопел 5 под предлагаемым авторами углом к продольной оси корпуса ракетной части в направлении, совпадающем с направлением скоса A передних кромок лопастей 4, обеспечивается увеличение дальности стрельбы из-за уменьшения сопротивления стабилизатора 3, вращение снаряда происходит в допустимом диапазоне частот вращения, гарантирующем отсутствие раскачек и разрушений, что повышает надежность функционирования снаряда на траектории.

Кроме этого, улучшаются характеристики кучности снаряда с предлагаемой ракетной частью за счет уменьшения разброса коэффициента сопротивления стабилизатора, улучшения аэробаллистических характеристик снаряда и обеспечения полета без раскачек с нулевыми углами атаки из-за значительного уменьшения поперечных аэродинамических сил и их асимметрии на лопастях стабилизатора.

Указанный положительный эффект подтвержден летно-конструкторскими испытаниями образцов реактивных снарядов, выполненных в соответствии с предлагаемым изобретением.

1. Ракетная часть со стабилизатором реактивного снаряда, содержащая корпус с многосопловым блоком, раскрывающийся стабилизатор с лопастями, установленными под нулевым углом к продольной оси корпуса, отличающаяся тем, что лопасти стабилизатора выполнены плоскими и имеют несимметричное заострение передних кромок со скосом, расположенным на поверхности лопасти, обращенной в направлении, противоположном вращению ракетной части, и угол заострения в плоскости, перпендикулярной передним кромкам, находится в пределах β=10°…30°.

2. Ракетная часть со стабилизатором по п.1, отличающаяся тем, что задние кромки плоских лопастей выполнены с притуплением, равным толщине каждой лопасти, а продольные оси сопел расположены под углом к продольной оси корпуса ракетной части в направлении, совпадающим с направлением скоса передних кромок лопастей.

3. Ракетная часть со стабилизатором по п.1, отличающаяся тем, что стабилизатор выполнен комбинированным, состоящим из плоских раскрывающихся лопастей и кольца, с наружным диаметром, превышающим в 1,2…1,5 раза диаметр корпуса ракетной части в месте его установки, и жестко скрепленного с ним посредством пилонов, установленных под нулевым углом к продольной оси корпуса, а раскрывающиеся плоские лопасти установлены на пилонах посредством осей, перпендикулярных к ним, при этом угол наклона осей сопел ракетной части к ее продольной оси выбран по формуле и центры выходных сечений сопел находятся на одинаковом расстоянии друг от друга и от продольной оси корпуса ракетной части на окружности, диаметр которой составляет 0,60…0,85 диаметра донного среза корпуса ракетной части,
где β - угол заострения передних кромок раскрывающихся плоских лопастей стабилизатора в плоскости, перпендикулярной кромкам,
γ - угол наклона оси сопла к продольной оси корпуса ракетной части,
Hст - размах раскрывающихся плоских лопастей стабилизатора,
dк - наружный диаметр кольца стабилизатора,
- отношение ширины кольца к его наружному диаметру,
bк - ширина кольца,
dс - диаметр окружности, проходящей через центры выходных сечений сопел ракетной части,
bср.лоп - средняя вдоль размаха хорда лопасти,
nлоп=4…8 - количество лопастей стабилизатора,
nс=4…12 - количество сопел ракетной части.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к управляемым ракетам. Управляемая ракета содержит корпус с симметрично размещенными на нем основными органами управления - аэродинамическими поверхностями и рулями, а также гаргрот.
Изобретение относится к области вооружения и может быть использовано для стрельбы управляемой ракетой (УР). Производят топографическую привязку целеуказателя и пусковой установки (ПУ) к местности наземным спутниковым приемником (СП), определяют координаты местоположения ПУ и эфемерид по каждому космическому аппарату системы спутникового позиционирования, обнаруживают и измеряют координаты цели, передают координаты цели в пульт управления огневой позиции (ОП), устанавливают единое компьютерное время в пульте разведчика и пульте управления ОП, рассчитывают и передают установки стрельбы в блок автоматики ПУ и ракету, осуществляют наведение ПУ, запускают ракету из транспортно-пускового контейнера по заданной баллистической траектории, осуществляют наведение ракеты бортовым навигационным СП, при подлете к цели осуществляют наведение ракеты по лазерному излучателю.

Изобретение относится к ракетному вооружению, в частности к области малогабаритных управляемых снарядов. Управляемый снаряд выполнен по аэродинамической схеме «утка».

Предлагаемая группа изобретений относится к области военной техники, а именно к способу и средствам укладки парашюта и скреплённого с ним контейнера. Способ укладки парашюта и скрепленного с ним контейнера с полезным снаряжением в головную часть корпуса гранаты включает укладку купола парашюта, строп, а при наличии и металлического удлинителя в головную часть гранаты.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано для отработки старта ракеты из контейнера. Бортовое командное устройство содержит источник питания, электрически связанный с катапультирующим устройством, двигателем первой ступени, рулевыми машинами через переключатели с нормально разомкнутыми контактами, переключатель, взаимодействующий с датчиком выхода макета, блок временной задержки запуска двигателя относительно момента срабатывания датчика выхода, две параллельные цепи с инвертором для подачи на рулевые машины электрического сигнала нужной полярности.

Изобретение относится к способам поражения подводных целей. Способ поражения подводных целей заключается в доставке отделяемой боевой части подводного действия к району расположения цели, отделении боевой части на конечном участке траектории полета и ее задействовании после приводнения.

Изобретение относится к вооружению, в частности к способам поражения подводных целей. Способ поражения подводных целей заключается в доставке к району расположения цели отделяемой боевой части подводного действия и одного радиогидроакустического буя, посредством ракеты с использованием разгонного устройства, отделении боевой части на конечном участке траектории полета и ее задействовании после приводнения.

Боеприпас // 2529236
Изобретение относится к области военной техники, а именно к различным боеприпасам, преимущественно для гладкоствольного оружия. Боеприпас содержит корпус с хвостовой частью, откидывающиеся консоли стабилизирующего оперения и элементы шарнирного соединения консолей с хвостовой частью корпуса.

Изобретение относится к управлению траекторией полета тел, движущихся с высокими, в т. ч.

Изобретение относится к области управляемого артиллерийского вооружения, в частности к управляемым артиллерийским снарядам. Управляемый артиллерийский снаряд содержит корпус, блок автоматического управления, блок рулевого привода, блок тормозных устройств, боевую часть, комбинированное взрывательное устройство, стабилизатор и донный газогенератор.

Изобретение относится к области ракетной техники и предназначено для применения в ракетах, запускаемых из транспортно-пускового контейнера. Конструкция узла механизма удержания представляет собой кронштейн, на котором смонтированы упор, флажок, тандер и зацеп, размещенный на оси вращения в передней части кронштейна механизма удержания.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к управляемым ракетам. Управляемая ракета содержит корпус с симметрично размещенными на нем основными органами управления - аэродинамическими поверхностями и рулями, а также гаргрот.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к управляемым пулям. Управляемая пуля содержит балансировочный груз, стабилизирующие элементы, аэродинамические органы управления, блок привода органов управления и систему управления по лучу, включающую фотоприемник и бортовую аппаратуру.

Группа изобретений относится к области ракетной техники и может быть использована в атмосферных ракетах, в частности в управляемых бикалиберных ракетах. Бикалиберная ракета содержит ракетный двигатель твердого топлива.

Изобретение относится к ракетному вооружению, в частности к области малогабаритных управляемых снарядов. Управляемый снаряд выполнен по аэродинамической схеме «утка».

Изобретение относится к ракетной технике и касается использования в реактивных снарядах систем залпового огня. Ракетная часть реактивного снаряда содержит корпус с теплозащитным покрытием и блок стабилизаторов.

Изобретение относится к способам поражения подводных целей. Способ поражения подводных целей заключается в доставке отделяемой боевой части подводного действия к району расположения цели, отделении боевой части на конечном участке траектории полета и ее задействовании после приводнения.

Изобретение относится к ракетной технике и касается крылатой ракеты (КР) со стартово-разгонной ступенью (СРС) и маршевой силовой установкой (МСУ) со сверхзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (СПВРД).

Изобретение относится к вооружению, в частности к способам поражения подводных целей. Способ поражения подводных целей заключается в доставке к району расположения цели отделяемой боевой части подводного действия и одного радиогидроакустического буя, посредством ракеты с использованием разгонного устройства, отделении боевой части на конечном участке траектории полета и ее задействовании после приводнения.
Изобретение относится к области военной техники, а именно к устройству формирования времени вскрытия или отделения головной части реактивного снаряда. Устройство формирования времени вскрытия или отделения головной части реактивного снаряда содержит исполнительный механизм вскрытия или отделения головной части и приемник сигналов ГЛОНАСС или других систем спутниковой навигации с возможностью предстартовой установки в нем координат точки отделения или вскрытия головной части.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в ракетном вооружении. Управляемая ракета содержит головной отсек, присоединенный к другому отсеку винтами и элементом крепления в виде кольца прямоугольного сечения с дугообразными зацепами с внутренней цилиндрической поверхности и выступами на торцевой поверхности. Торец присоединяемого отсека содержит дугообразные выступы с внешним диаметром, размерами и количеством, равными диаметру, высоте и количеству зацепов элемента крепления. Расположение зацепов элемента крепления в угловом направлении совпадает с расположением выступов с резьбовыми отверстиями под винты крепления головного отсека. Изобретение позволяет снизить длину и массу ракеты, повысить надежность отсека и боевую эффективность ракеты. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх