Вращающаяся крылатая ракета



Вращающаяся крылатая ракета
Вращающаяся крылатая ракета

 


Владельцы патента RU 2544446:

Павлов Виктор Андреевич (RU)

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в крылатых ракетах. Вращающаяся двухступенчатая крылатая ракета (КР) с пятью степенями свободы пространственного движения содержит корпус, стабилизированный по шестой степени свободы вращением, в виде фигуры вращения с крыльями, рулями и активной аэродинамической насадкой, одноканальную систему управления, рулевой привод, отделяемый стартовый ускоритель с аксиальным турбореактивным двигателем с газодинамической насадкой, маршевую ступень с n-канальной системой формирования подъемной силы в режиме вращения и малогабаритным одноразовым турбореактивным двигателем со складывающимся воздухозаборником, головку самонаведения. Изобретение позволяет упростить управление и стабилизацию КР, снизить вес и габариты КР. 2 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к области точного оружия (ТО) и касается одновременно крылатых ракет (КР) и вращающихся ракет (ВР).

Концепция ведения современных и будущих войн основана на широком применении ТО. ТО называют такие виды оружия, которые бьют не по площадям, а наносят удар непосредственно в корпус цели или в ее самые уязвимые места. В первую очередь предполагается нанесение противнику невосполнимого ущерба беспилотными средствами доставки ТО, запускаемыми со средних и дальних дистанций еще до прямого соприкосновения сухопутных войск, пилотируемой авиации и ВМФ.

К середине 80-х годов в СССР были разработаны и приняты на вооружение среди ряда других два очень важных и эффективных вида ТО. Первый касался поражения всех типов воздушных целей, функционирование которых происходит на высотах до 4 км, причем этот вид ТО представлял собой носимую вращающуюся зенитную управляемую ракету (ВЗУР) с пассивной оптической головкой самонаведения (ОГС), эффективной на всех ракурсах цели, на любых облачных фонах и при организованном оптическом противодействии (ООП) со стороны воздушных целей. Этот комплекс, получивший название "Игла" прошел всестороннюю проверку во многих военных конфликтах и по боевой эффективности превосходил все зарубежные аналогичные комплексы. Однако технология ОГС "Игла" была отдана без покупки лицензии, задешево за рубеж администрацией ОАО ЛОМО. Причем комплекс был сначала продан, а затем уже спешно рассекречен.

Таким образом, США и НАТО получили информацию о наших возможностях поражения их авиации. Вывод был США сделан и нашел свое выражение в развитии КР типа "Томагавк" и других, излучение которых мало и не позволяет использовать "Иглу" для поражения ракет и самолетов такого типа.

Второй тип ТО касался систем, использующих для функционирования отраженный от целей лазерный луч. Эти системы предназначены для поражения малоизлучающих наземных, морских и других целей, где использование пассивных ОГС неэффективно. Был разработан вращающийся управляемый артиллерийский снаряд (ВУАС), выстреливаемый из 150-мм гаубицы и обеспечивающий поражение малоизлучающих целей при условии их подсветки оператором ручной станции подсветки, что ослабляло эффективность использования из-за уязвимости оператора подсветки. Этот ВУАС также был рассекречен и лицензия на его производство была продана Китаю. Стараниями США была устранена зависимость от подсветчика путем организации подсветки нужных целей из космоса. Против такой системы использования ТО в виде КР и лазерной подсветки из космоса у нас нет никакого противодействия и мы практически беззащитны, что и показали события в Ираке (2 раза) и Югославии. По Югославии при попустительстве России НАТО выпустило 22000 бомб и ракет, из них более 70% являлись ТО, в том числе более 500 КР «Томагавк» были поражены около 450 стационарных объектов и более 900 подвижных целей.

С учетом вышеизложенного, то есть высокой эффективности ВЗУР, ВУАС и КР, предлагается к рассмотрению техническое решение (ТР) новой разновидности КР как гибрида обычных КР и ВР в виде вращающейся крылатой ракеты (ВКР).

Известны два способа обеспечения устойчивости как неуправляемого баллистического, так и управляемого движения ракет и снарядов: стабилизация оперением и стабилизация вращением. Управляемость и устойчивость невращающихся ракет и снарядов с 6-ю степенями свободы движения по первому способу достигается более сложными принципами построения и функционирования систем управления и стабилизации, схем внешней аэродинамической и внутренней компоновки, а бортовая аппаратура автопилота и ручного пилотирования должна вырабатывать большое количество команд, а исполнительные органы - большое количество управляющих сил и моментов, так как требуется обеспечить стабилизацию угловых положений ракеты вокруг трех осей, крена, курса и тангажа, и ее управление по 6-ти степеням свободы. При втором способе нет необходимости иметь бортовую систему стабилизации, так как ракета приобретает достаточный запас устойчивости естественным путем за счет гиростабилизирующего момента вращающегося корпуса. В этом случае управление компонентами вектора управляющей силы (УС) также существенно упрощается и реализуется по одному каналу, поэтому ВР получили название одноканальных. Кроме того, придание вращения увеличивает аэродинамическую и газодинамическую симметрию, так как устраняется влияние неточностей симметрии корпуса и установленных на нем аэродинамических элементов и компенсируется эксцентриситет тяги двигателя, возникающий из-за неравномерного горения топлива (1, 2, 3, 4).

В настоящее время известны КР только с 6-ю степенями свободы, стабилизированные по первому способу (5), но они являются аналогами только по назначению. Близкие по назначению КР (5) содержат вытянутый цилиндрический или иной формы корпус, на котором установлены складывающиеся крылья, оперение и другие аэродинамические элементы, внутри корпуса или снаружи на консолях установлен малогабаритный одноразовый турбореактивный двигатель (ОТРД), также КР снабжается бортовыми системами автоматического пилотирования и навигации, например автономной инерциальной системой и/или спутниковой, навигацией по рельефу местности и т.д. Близкие по назначению КР являются важнейшим видом ТО средней и большой дальности, а при массированном применении их вполне можно отнести к стратегическому оружию, также КР могут быть различного базирования, наземного, воздушного, морского, в том числе на подводных лодках. Они характеризуются высокой вероятностью поражения широкого спектра целей, а пуск КР практически не фиксируется современными средствами предупреждения о ракетном нападении. Массированное применение КР даже с обычной неядерной боевой частью (БЧ) по результатам поражающего действия сопоставимо с применением ядерного оружия с тем отличием, что поражаются только заданные военные и другие цели при минимуме жертв среди гражданского населения. Недостатками близких по назначению КР являются повышенная сложность систем стабилизации и управления, так как они имеют 6 степеней свободы, и соответственно большие затраты технических средств, что, в свою очередь, увеличивает стоимость, собственные веса и габариты как самой ракеты, так и пусковых установок (ПУ).

Известны близкие по технической сущности ВЗУР (1, 6) и ВУАС (6), которые содержат вытянутый цилиндрический корпус с 5-ю степенями свободы, стабилизированный по 6-й вращением вокруг оси крена и снабженный малогабаритными складывающимися скошенными хвостовыми стабилизаторами, твердотопливный реактивный двигатель, снабженный основным тяговым соплом и концентрически расположенными микросоплами, скошенными под углом 5-20 относительно продольной оси ракеты, ОГС, определяющую координаты цели, направление и угловую скорость вращения линии визирования "ракета-цель" и вырабатывающую сигнал управления, информативные признаки и параметры которого несут информацию об этом, выходом подключенную к системе управления в режиме вращения, выход которой подключен к рулевому приводу аэродинамических рулей.

ВЗУР имеют существенные преимущества перед ракетами, стабилизированными оперением, в том числе перед близкими по назначению КР. Например, устойчивость движения ВЗУР достигается естественным путем без затрат технических средств за счет гироскопического эффекта, управление компонентами вектора управляющей силы (УС) проще и реализуется по одному каналу. За счет закрутки корпуса ВЗУР кроме естественной устойчивости угловых положений и движения приобретают более высокую аэро- и газодинамическую симметрию, более простые схемы аэродинамической и внутренней компоновки. Перечисленные отличительные особенности позволяют проектировать и изготовлять более компактные, в том числе носимые комплексы, резко уменьшить собственные веса и габариты как ракеты, так и пусковой установки (ПУ).

Близкие по сущности ВУАС имеют почти одинаковый со ВЗУР функциональный состав. Единственное отличие состоит в том, что если ВЗУР содержит реактивный двигатель, то для ВУАС используется внешний движитель - пушка.

Однако ВЗУР и ВУАС имеют узкие назначение и область применения только в качестве зенитных ракет для поражения низколетящих воздушных целей (ВЗУР) и в качестве самонаводящегося снаряда для поражения близко расположенных слабоизлучающих наземных целей (ВУАС).

Наиболее близким по технической сущности техническим решением (ТР) к заявленному является ТР летательного аппарата вертикального взлета и посадки (ЛАВВП) (7 патент РФ №2378156). Указанный ЛАВВП содержит выполненный в виде плоской фигуры вращения корпус, снабженный крыльями и рулями и стабилизированный вращением вокруг оси курса, одноканальную систему управления в режиме вращения, выходом подключенную к рулевому приводу, один аксиальный турбореактивный двигатель (ТРД), на сопло которого установлена многозаходная спиральная газодинамическая насадка (ГДН), а на верхнюю полуплоскость аппарата установлена активная спиральная аэродинамическая насадка (АДН) и на нижнюю - устройство для стартовой закрутки. Описанный аппарат использует для взлета, посадки и полета аэродинамическую подъемную силу вращающихся крыльев, благодаря чему в отличие от ВР можно использовать намного более экономичный ТРД с коэффициентом тяги (КТ) меньше единицы и при этом вертикально взлетать и садиться, длительно зависать и летать на дальние дистанции. При этом придание вращения обеспечивает аппарату большой запас устойчивости в неблагоприятных для обычных самолетов ВВП режимах взлета, посадки и полета на малых скоростях при наличии неблагоприятных погодных условий и других внешних возмущений. Однако аппарат имеет большие габариты и собственный вес, намного меньшую по сравнению с КР и тем более ВЗУР маршевую скорость полета и большое время предстартовой подготовки, так как на старте аппарат должен раскрутиться и набрать требуемую скорость вращения, обеспечивающую подъемную силу более взлетного веса.

Целью изобретения является изменение назначения (по сравнению с прототипом по технической сущности) и расширение областей применения. Если сравнивать с прототипом по назначению, достигается упрощение управления и стабилизации, снижение собственного веса и габаритов.

Указанная цель достигается тем, что предлагаемая ВКР, как и наиболее близкий по технической сущности ЛАВВП, содержит выполненный в виде фигуры вращения корпус с 5-ю степенями свободы, стабилизированный по 6-й степени свободы вращением, на который установлены аэродинамические элементы крылья для формирования подъемной силы, рули для формирования управляющей силы и активная спиральная АДН, также содержит одноканальную систему управления, выходом подключенную к рулевому приводу, ТРД на сопло которого установлена ГДН, и отличается тем, что корпус выполняют в виде вытянутого цилиндра с заостренной головной частью, стабилизированного вращением не вокруг оси курса, а вокруг оси крена, в хвостовой части которого уставлен малогабаритный ОТРД, а корпус ракеты снабжен складывающимся воздухозаборником и в его хвосте установлен на пирозамках отделяемый стартовый ускоритель, на сопло которого также установлена ГДН, а в головной части 1-й маршевой ступени ракеты установлена пассивная, или полуактивная, или активная головка самонаведения, вдоль продольной оси ракеты установлены по дискретной спирали n пар малогабаритных складывающихся крыльев переключаемых синхронно по частоте и фазе вращения ракеты по знаку угла атаки под некоторым углом до 20 относительно продольной оси ракеты с шагом по углу крена 2 π n , где n - число пар крыльев, причем направление закручивания дискретной спирали совпадает с направлением вращения ракеты, а в головной части установлена одна пара переключаемых рулей, также ракета снабжается n-канальной системой формирования подъемной силы в режиме вращения, выходы которой подключены на приводы крыльев.

Таким образом, новизна и основной отличительный признак заявленного ТР состоит во введении неизвестной ранее ни в области ТР аналогов по назначению, ни в области ТР аналогов и прототипа по технической сущности n-канальной системы формирования аэродинамической подъемной силы в режиме вращения вокруг оси крена (в ТР прототипа крылья не переключают по знаку угла атаки, так как аппарат стабилизируется вращением вокруг оси курса). В близком ТР ВЗУР крылья вовсе отсутствуют, так как ракета движется по своей траектории силой тяги твердотопливного двигателя, КТ которого значительно больше единицы, а составляющая аэродинамической подъемной силы незначительна и имеет второй порядок малости (1). Введение обозначенного признака позволяет соединить преимущества вращающихся ракет и аппаратов с преимуществами обычных невращающихся КР, а также присоединить преимущество снижения лобового сопротивления за счет возбужденной завихренности набегающего воздушного потока. Сила тяги известных КР затрачивается на преодоление инерционных сил, на формирование аэродинамической подъемной силы, а некоторая ее часть безвозвратно уходит на преодоление "лобового" сопротивления воздушной среды. В заявленном ТР затраты энергии ОТРД на преодоление сопротивления среды уменьшаются. Согласованное взаиморасположение крыльев, рулей и активной АДН возбуждает завихренность потока, энергия возбужденного вихря солитона накапливается в нем и формирует вокруг ракеты "каверну" пониженного давления и сопротивление воздушной среды снижается. Таким образом, предложенная совокупность установленных на ракете газо- и аэродинамических элементов и их согласованное взаиморасположение позволяет получить дополнительный положительный эффект и повысить коэффициент полезного использования тяги ОТРД. Ожидаемое снижение собственного веса и габаритов ВКР по сравнению с известными КР позволит получить дополнительный полезный эффект возможности создания компактных ПУ или систем залпового огня ВКР индивидуального наведения, так как в этой области мы также отстаем.

На Фиг.1 представлен рисунок заявленной ВКР, на Фиг.2 - укрупненная функциональная схема ВКР, поясняющая принцип функционирования ракеты и более подробно принцип формирования подъемной силы в режиме вращения. На Фиг.1 обозначены: стартовый ускоритель 1 с ГДН 2, корпус 3, малогабаритный ОТРД 4, ГДН 5, складывающийся воздухозаборник 6, три пары складывающихся крыльев 7, 8, 9, рули 10, АДН 11. На Фиг.2 обозначены: блок 1 навигации, автопилот (АП) 2, переключатель 3, головка самонаведения 4, гироскоп 5 крена, совмещенный с датчиками квадратурных опорных сигналов и трехфазных опорных сигналов, мультиплексор 6, крылья 7, 8, 9, рули 10 (для удобства восприятия нумерация крыльев и рулей на Фиг.1 и Фиг.2 совпадает), усилители мощности 11, 12, 13, приводы крыльев 14, 15, 16 и рулевой привод 17.

ВКР функционирует следующим образом. В исходном состоянии ракета снаряжена, установлена в транспортно-пусковой контейнер или в ПУ залпового огня и прошла предстартовую подготовку. По команде "пуск" срабатывает вышибной заряд, ракета выходит из пусковой трубы, затем запускается стартовый ускоритель 1, разгоняет ракету до маршевой скорости и одновременно закручивает ее вокруг оси крена благодаря действию на реактивную струю ГДН 2. После выработки топлива в ускорителе срабатывают пирозамки (на рисунке они не показаны) и ускоритель 1 отделяется от ракеты. Одновременно подаются команды на запуск ОТРД 4 и на разблокирование складывающегося воздухозаборника 6, крыльев 7, 8, 9 и рулей 10, которые выходят из пазов и фиксируются в рабочем положении. В соответствии с записанным в память ракеты полетным заданием блок 1 навигации вырабатывает сигнал управления для отработки траектории заданного маршрута подхода к цели, который поступает в АП 2. АП 2 формирует стандартный одноканальный сигнал управления, который поступает на рулевой привод 17, на оси которого установлены рули 10, которые начинают переключаться по знаку угла атаки. При отклонении траектории ракеты рули 10 формируют управляющую силу, которая возвращает ракету на заданную таекторию. Датчики опорых сигналов, совмещенные с гироскопом 5 крена, синхронно по частоте и фазе вращения ракеты формируют квадратурные опорные сигналы sinωt, cosωt, где ω - угловая частота вращения ракеты, t - время. Эти сигналы поступают в АП 2, они нужны для формирования одноканального СУ. Способы и устройства формирования одноканального СУ известны из теории и практики проектирования ВЗУР и поэтому в заявке не рассматриваются. Второй датчик гироскопа 5 крена преобразует угол крена в трехфазные "меандры" sign(sinωt), s i g n ( s i n ω t + 2 π 3 ) , s i g n ( sin ω t + 4 π 3 ) , которые поступают на входы усилителей 11, 12, 13 мощности, а с выхода усилителей на релейные приводы 14; 15; 16 крыльев 7; 8; 9. Эти приводы переключают крылья по знаку угла атаки синхронно по частоте и фазе вращения ракеты, начальный отсчет которой задан гироскопом 5 по вертикали, в результате чего все результирующие интегрально демодулированные за каждый оборот векторы подъемной силы последовательно через угол 120° направлены вверх по вертикали противоположно вектору силы гравитации. В ближней зоне при подлете к цели сигнал активации поступает на ГС 4, включает ее в режим поиска цели путем сканирования подстилающей поверхности; и после захвата цели ГС 4 автоматически переходит в режим автосопровождения и сигнал захвата поступает на переключатель 3, который подает СУ в АП 2. С этого момента ракета управляется не сигналом блока 1 навигации, а сигналом ГС. При подходе к цели и начале пикирования третий сигнал с выхода АП 2 переключает мультиплексор 6, который отключает опорный сигнал и вместо него теперь на вход УМ 13 подает СУ, при этом пара крыльев 7 переходит в режим формирования УС совместно с парой крыльев 10. При этом увеличивается суммарная УС и повышается маневренность, что важно при работе по подвижным целям.

Заявленная ВКР наряду с известными КР может быть использована для ударов 1-й и 2-й волны по скоплениям наземных, морских как неподвижных, так и подвижных целей на средних и дальних дистанциях. Суть заявленного ТР в дальнейшем развитии таких перспективных направлений ТО, как КР и ВЗУР посредством создания гибрида ВР и КР, объединив полезные свойства и преимущества 1-го и 2-го вида ТО. Перспектива дальнейшего развития подобных носителей состоит в создании КР и ВКР малого калибра, веса и габаритов для систем залпового огня крылатыми ракетами индивидуального наведения.

Выше показано, что в заявленное ТР введен неизвестный ранее признак системы формирования подъемной силы в режиме вращения и характеризуется неизвестной новой совокупностью признаков, обеспечивающей далеко не очевидное и оригинальное создание гибрида аппаратов, имеющих разнородные способы стабилизации и управления, что не следует явным путем из современного уровня ракетной техники. Заявленное решение может быть реализовано с использованием известных материалов, топлива, ОТРД, а в качестве приводов крыльев могут быть использованы отработанные практикой разработки ВЗУР и ВУАС рулевые приводы. Таким образом, заявленное ТР отвечает всем критериям изобретательского уровня.

ПЕРЕЧЕНЬ ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ

1. Красовский А.А. и др., "Основы теории и проектирования вращающихся одноканальных упраляемых ракет", ВВИА им. Жуковского, 1963.

2. Архангельский А.А. и др., "Проектирование зенитных управляемых ракет", М., МАИ, 1999.

3. Казаков И.Е. и др., "Системы управления и динамика наведения ракет", ВВИА им. Жуковского, 1973.

4. Техническое описание изделия 9Э46 и комплекса 9К32М, Оборонгиз, 1970.

5. "Ракетная техника", "Эксплуатационная система" Air BASE NEW-factoria, Большая авиационная энциклопедия "Уголок неба", Air.war.ru "Наука" - "Американские КР морского базирования"; Р. Радомиров - Описание КР "SCALP-EG (Франция); AGM-84; SLAM-ЕМ; AGM-129АСМ; BGM-109ACM; BGM-109 "Томагавк"; JASSM-BZ (США); KEPD-150TAURUS (Германия-Швеция) - аналоги по назначению.

6. Патент US №4309393; Патенты РФ №№2101742, 2093850; Аналоги по технической сущности.

7. Патент РФ №2378156 "Летательный аппарат вертикального взлета и посадки" - прототип.

ПЕРЕЧЕНЬ ИСПОЛЬЗОВАННЫХ СОКРАЩЕНИЙ

ТО - Точное оружие; КР - крылатая ракета; ВР - вращающаяся ракета; ВКР - вращающаяся крылатая ракета; ПУ - пусковая установка; УС - управляющая сила; СУ - сигнал управления; КТ - коэффициент тяги; ВЗУР - вращающаяся зенитная управляемая ракета; ВУАС - вращающийся управляемый артиллерийский снаряд; АДН - аэродинамическая насадка; ГДН - газодинамическая насадка; ГС - головка самонаведения; ТР - техническое решение; СА - сигнал активации; ООП - организованное оптическое противодействие; ЛА - летательный аппарат; ЛАВВП - летательный аппарат вертикального взлета и посадки; ТР - техническое решение.

Вращающаяся крылатая ракета с пятью степенями свободы пространственного движения, содержащая выполненный в виде фигуры вращения корпус, снабженный крыльями, рулями и активной аэродинамической насадкой, стабилизированный по шестой степени свободы вращением, одноканальную систему управления, выходом подключенную к рулевому приводу, аксиальный турбореактивный двигатель, на сопло которого установлена газодинамическая насадка, отличающаяся тем, что с целью изменения назначения и расширения областей применения она выполнена из двух ступеней, отделяемого стартового ускорителя, на сопло которого установлена газодинамическая насадка, и маршевой ступени, стабилизированных вращением вокруг оси крена и выполненных в форме вытянутого цилиндра с остроконечной головной частью, снабженной головкой самонаведения, в хвостовой части маршевой ступени установлен малогабаритный одноразовый турбореактивный двигатель, снабженный складывающимся воздухозаборником, а маршевая ступень снабжена n-канальной системой формирования подъемной силы в режиме вращения, выходы которой подключены к приводам n пар малогабаритных складывающихся и переключаемых по знаку угла атаки крыльев, которые установлены вдоль продольной оси ракеты симметрично относительно центра масс по дискретной спирали с шагом по углу крена 2 π n , причем направление закручивания дискретной спирали совпадает с направлением вращения ракеты и направлением закручивания аэродинамической насадки.



 

Похожие патенты:

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

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в управляемых ракетах. Управляемая ракета (УР) содержит последовательно телескопически соединенные радиальными винтами с гайками и коническими головками отсеки из цилиндрических тонкостенных оболочек, маршевый двигатель, боевую часть.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к блокам системы управления для реактивных снарядов. Блок системы управления реактивного снаряда содержит корпус с оживальной частью, раскладывающиеся в полете аэродинамические рули с приводами и блоком управления, смонтированные на оживальной 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.

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.

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 военной технике и может быть использовано в управляемых ракетах. Управляемая ракета содержит корпус, аэродинамические крылья и рули, гаргрот, размещенный вдоль корпуса в развале рулей и крыльев. Размах крыльев, в развале которых размещен гаргрот, меньше размаха остальных крыльев. Изобретение позволяет повысить точность наведения на цель. 1 ил.

Изобретение относится к реактивной технике и может быть использовано при старте летательных аппаратов (ЛА). Размещают ЛА в пусковой установке (ПУ), или транспортно-пусковом стакане ПУ, или частично в ТПС ПУ с внешним расположением реактивных сопел, или транспортно-пусковом контейнере (ТПК), или ТПК шахтной ПУ, закрепляют стартовую двигательную установку (СДУ) в носовой части ЛА, частично выдвигают ЛА, запускают СДУ, формируют тягу двумя реактивными соплами, расположенными на боковой поверхности СДУ под углом к продольной оси ЛА, защищают в процессе разгона переднюю часть ЛА обтекателем, закреплённым на СДУ, отделяют СДУ с помощью силы тяги. Изобретение позволяет уменьшить массу конструкции ЛА, стартовую нагрузку ПУ и упростить конструкцию ПУ. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Ракета // 2548957
Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в ракетах класса «воздух-воздух». Ракета содержит корпус в виде соединенных разделяемых стыковочным узлом с разрывным пиротехническим креплением последовательно расположенных герметичного головного отсека с головкой самонаведения, инерциальной системой управления, боевым снаряжением, системой активной теплозащиты и автономной жидкостной или на пастообразном топливе двигательной установкой, содержащей топливо с окислителем и набором ЖРД с продольным соплом, четырьмя ЖРД с поперечными соплами и четырьмя ЖРД для создания моментов вращения головного отсека, и двигательного отсека с аэродинамическими рулями, рулевыми приводами, двухимпульсной твердотопливной двигательной установкой, блоком определения момента запуска второго импульса, блока поправок. Изобретение позволяет эффективно поражать высотные цели. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Группа изобретений относится к военной технике. При способе испытания летательных аппаратов (ЛА) перед пуском ЛА рассчитывают и вводят в наземную аппаратуру телеметрической системы регистрации координаты положения антенны наземного приемного пункта (НПП). В процессе полета ЛА определяют его текущие координаты. Включают их в информационные пакеты телеметрической информации, которую считывают с функциональных блоков ЛА и преобразуют в двоичный код. Сформированные информационные пакеты излучают в направлении наземного приемного пункта (НПП). Осуществляют прием и обработку переданной информации в НПП в режиме реального времени. По полученным координатам ЛА рассчитывают направление на ЛА, с которым совмещают ось диаграммы направленности антенны НПП. Система испытаний ЛА с телеметрической системой регистрации основных параметров содержит установленные на ЛА функциональные блоки, аппаратуру управления, бортовой телеметрический передающий модуль (БТПМ), аппаратуру спутниковой навигации. Наземная аппаратура телеметрической системы регистрации содержит НПП с антенной, пульт управления, вычислитель, привод наведения, соединенные определенным образом. Обеспечивается устойчивый прием телеметрической информации с борта ЛА. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а конкретно к ракетам в транспортно-пусковых контейнерах (ТПК), размещаемых на кораблях, подводных лодках и наземных стационарных и подвижных пусковых установках. Ракета (1) расположена в ТПК (2), имеющем цилиндрическую (3) и коническую (4) части направляющей поверхности. Опорные элементы передней части маршевой ступени ракеты выполнены в виде единой конической поверхности с углом конуса, обеспечивающим максимальной длину контакта конической опорной поверхности ракеты с конической направляющей поверхностью передней части ТПК. Достигается снижение нагрузок на ракету и ТПК при старте, уменьшение аэродинамического сопротивления маршевой ступени ракеты в полете и увеличение миделя ракеты в пределах ограничения внутреннего диаметра ТПК. 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в многоступенчатых ракетах. Многоступенчатая ракета содержит верхние ступени с системой управления (СУ) и полезным грузом, нижние ступени в виде пары поршень-цилиндр, кольцевой шпангоут с кольцевым пиротехническим элементом, бортовую кабельную сеть в виде свободно деформируемого кабельного жгута. Цилиндр, выполненный в виде силовой оболочки, выполненной в виде вафельной конструкции, заполнен монотопливом и содержит пиротехнические элементы и поршень, выполненный в виде негерметичной оболочки, сопряженной с герметичным днищем с четырехкамерным ЖРД в виде двух пар камер, из армированного углепластика или углерод-углеродного композиционного материала, со степенями расширения, и содержит два пояса-уплотнения в виде эластичного кольца с магнитным кольцом в виде набора постоянных магнитов. Четырехкамерный ЖРД содержит рулевые приводы, сдвижные телескопические сопловые насадки, клапаны отключения подачи монотоплива. Осуществляют расход активной массы в виде монотоплива и пассивной массы ракеты в виде оболочки цилиндра, после включения ЖРД по команде от СУ задействуют кольцевой пиротехнический элемент на шпангоуте для обеспечения возможности перемещения поршня относительно цилиндра, подают команды на пиротехнические элементы, отделяют освободившиеся кольцевые элементы цилиндра, отделяют от ракеты пару камер ЖРД в момент времени, зависящий от дальности полёта ракеты, тяги ЖРД, массоцентровочной характеристики ракеты, текущего времени полёта ракеты, времени отделения пары камер сгорания в зависимости от степени расширения, подают команду и включают систему наддува цилиндра для полной выработки монотоплива. Изобретение позволяет повысить тактико-технические характеристики ракеты. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 7 ил.

Система испытаний летательных аппаратов с телеметрической системой регистрации основных параметров содержит установленные на летательном аппарате (ЛА) функциональные блоки, аппаратуру управления, бортовой телеметрический передающий модуль (БТПМ) с антенной и наземный приемный пункт с антенной. На наземном приемном пункте установлена аппаратура телеметрической системы регистрации, которая содержит пульт управления, вычислитель, привод наведения, соединенные определенным образом. Обеспечивается устойчивый прием телеметрической информации с борта ЛА при больших дальностях полета и сложных профилях его траектории. 1 ил.

Изобретение относится к управляемым вращающимся ракетам. Малогабаритная управляемая вращающаяся ракета содержит электронную аппаратуру управления, органы управления и инерциальный измерительный модуль. Инерциальный измерительный модуль содержит три микромеханических гироскопа (ММГ) и двухосный датчик линейных ускорений (ДЛУ), размещенные на общей плате, установленной перпендикулярно продольной оси X вращения ракеты. Электронная аппаратура управления содержит микроконтроллер предварительной обработки и пересчета сигналов трех ММГ и двухосного ДЛУ в сигналы, соответствующие поперечным осям Y и Z, и энергонезависимое перепрограммируемое запоминающее устройство для хранения калибровочных коэффициентов. Техническим результатом изобретения является повышение точности наведения и увеличение дальности стрельбы управляемой ракетой. 2 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в головных частях ракет. Космическая головная часть содержит полезную нагрузку, головной обтекатель, переходный отсек с нижним стыковочным шпангоутом и верхним стыковочным шпангоутом с кольцевой перегородкой в виде жёстко соединённых между собой поперечных стенок под разъемные торцевые соединения, продольно-поперечные силовые наборы, кольцевой шпангоут. Изобретение позволяет упростить конструкцию верхнего стыковочного шпангоута. 3 ил.

Изобретение относится к вооружению. Корректируемая минометная мина содержит корпус, выполненный с обтекателем в передней части и со стабилизатором в хвостовой части, заряд со взрывателем и систему наведения на цель с источником питания. При этом мина снабжена датчиком обнаружения и распознавания танкоопасной живой силы, расположенным в обтекателе корпуса и выполненным с возможностью работы на длине волны 3-5 мкм, причем выход датчика соединен со входом системы наведения на цель, и выдвижной штангой с приводом, установленной в обтекателе корпуса и выполненной с возможностью механического воздействия на взрыватель для приведения его в действие при соприкосновении штанги с целью или поверхностью земли. Обеспечивается повышение эффективности поражения танкоопасной живой силы противника. 1 ил.
Наверх