Способ старта летательного аппарата (варианты)



Способ старта летательного аппарата (варианты)
Способ старта летательного аппарата (варианты)
Способ старта летательного аппарата (варианты)
Способ старта летательного аппарата (варианты)

 


Владельцы патента RU 2547963:

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

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.

 

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

Известен способ старта беспилотного ЛА "Яхонт" ("Оружие и технологии России. Энциклопедия. XXI век", том III, под редакцией С. Иванова, издательский дом "Оружие и технологии", Москва, 2001, стр.103-109, а также О.А. Артемов "Прямоточные воздушно-реактивные двигатели", издательство "Компания Спутник+", Москва, 2007, стр.278, 279), заключающийся в размещении ЛА в транспортно-пусковом контейнере (стакане), который в различных вариантах размещается на автомобильной пусковой установке, стеллажной пусковой установке, узлах подвески самолета-носителя, в шахтной подпалубной пусковой установке корабля. Старт известного ЛА может быть обеспечен с его размещением непосредственно на пусковой установке, без транспортно-пускового стакана (ТПС). Запуск порохового стартовика (стартовой двигательной установки, СДУ) выполняется после выброса (катапультирования ЛА из ТПС) специальным устройством, развивающим значительные усилия катапультирования, с открытием крышки транспортно-пускового стакана и последующим разгоном летательного аппарата под действием тяги, формируемой реактивным соплом СДУ. СДУ размещается в канале прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Отделение СДУ осуществляется воздушным напором после расфиксации ее крепления к корпусу и выгорания ее топлива. При старте ЛА из шахтной пусковой установки перед запуском СДУ открывают крышку шахты.

Существенными признаками прототипа, совпадающими с существенными признаками первого варианта предлагаемого способа, являются следующие: способ старта летательного аппарата, заключающийся в его размещении в пусковой установке, и запуске его стартовой двигательной установки с последующим разгоном под действием тяги ее реактивного сопла и отделении стартовой двигательной установки после разгона.

Существенными признаками прототипа, совпадающими с существенными признаками второго и третьего вариантов предлагаемого способа, являются следующие: способ старта летательного аппарата, заключающийся в его размещении в транспортно-пусковом стакане, размещении транспортно-пускового стакана в пусковой установке, запуске стартовой двигательной установки летательного аппарата с открытием крышки транспортно-пускового стакана и последующим разгоном под действием тяги ее реактивного сопла и отделении стартовой двигательной установки после разгона.

В известных вариантах, при разгоне ЛА, на участки обшивки (стенки) корпуса через закрепленные на обшивке силовые рамы с задней (по направлению полета) стороны действует сила тяги стартовой двигательной установки, а с передней стороны - силы инерции размещенных в корпусе агрегатов, силовых элементов конструкции, топлива маршевой двигательной установки, при этом участки обшивки нагружены сжимающим напряжением. Поскольку тонкостенные оболочки при действии сжимающих напряжений склонны к потере устойчивости (могут охлопываться, сминаться), приходиться увеличивать их толщину и (или) количество и массу элементов конструкции (рам, стрингеров), укрепляющих оболочку, что увеличивает массу элементов конструкции ЛА, следовательно, необходимо увеличение массы топлива и конструкции стартовой двигательной установки, обеспечивающей разгон ЛА. Для выброса ЛА из ТПС требуется специальное устройство, развивающее значительные усилия катапультирования.

Техническим результатом, на достижение которого направлено изобретение, является уменьшение массы конструкции ЛА, уменьшение стартовой нагрузки на пусковую установку и упрощение конструкции пусковой установки.

Для достижения названного технического результата в первом варианте способа старта летательного аппарата, заключающемся в его размещении в пусковой установке, и запуске его стартовой двигательной установки с последующим разгоном под действием тяги ее реактивного сопла и отделении стартовой двигательной установки после разгона, стартовую двигательную установку закрепляют в носовой части летательного аппарата, а тягу формируют, по крайней мере, двумя ее реактивными соплами, расположенными на ее боковой поверхности с наклоном их осей под углом 10-30° к продольной оси летательного аппарата, в процессе разгона защищают переднюю часть летательного аппарата за стартовой двигательной установкой обтекателем, закрепленным на стартовой двигательной установке, и отделение стартовой двигательной установки обеспечивают под воздействием ее силы тяги.

Для достижения названного технического результата во втором варианте способа старта летательного аппарата, заключающемся в размещении летательного аппарата в транспортно-пусковом стакане, размещении транспортно-пускового стакана в пусковой установке, запуске стартовой двигательной установки летательного аппарата с открытием крышки транспортно-пускового стакана и последующим разгоном под действием тяги ее реактивного сопла и отделении стартовой двигательной установки после разгона, стартовую двигательную установку закрепляют в носовой части летательного аппарата, а тягу формируют, по крайней мере, двумя ее реактивными соплами, расположенными на ее боковой поверхности с наклоном их осей под углом 10-30° к продольной оси летательного аппарата, перед запуском стартовой двигательной установки обеспечивают частичное выдвижение летательного аппарата с выходом соплового блока из полости транспортно-пускового стакана, в процессе разгона защищают переднюю часть летательного аппарата за стартовой двигательной установкой обтекателем, закрепленным на стартовой двигательной установке, и отделение стартовой двигательной установки обеспечивают под воздействием ее силы тяги.

Для достижения названного технического результата в третьем варианте способа старта летательного аппарата, заключающемся в его размещении в транспортно-пусковом стакане, размещении транспортно-пускового стакана в пусковой установке, запуске стартовой двигательной установки летательного аппарата с открытием крышки транспортно-пускового стакана и последующим разгоном под действием тяги ее реактивного сопла и отделении стартовой двигательной установки после разгона, стартовую двигательную установку закрепляют в носовой части летательного аппарата, а тягу формируют, по крайней мере, двумя ее реактивными соплами, расположенными на ее боковой поверхности с наклоном их осей под углом 10-30° к продольной оси летательного аппарата, обеспечивают частичное размещение летательного аппарата в транспортно-пусковом стакане с внешним расположением реактивных сопел, в процессе разгона защищают переднюю часть летательного аппарата за стартовой двигательной установкой обтекателем, закрепленным на стартовой двигательной установке, и отделение стартовой двигательной установки обеспечивают под воздействием ее силы тяги. Для уменьшения теплового воздействия реактивных струй на летательный аппарат при использовании шахтной пусковой установки используют шахтную пусковую установку с открытием крышки шахты, при этом перед запуском стартовой двигательной установки обеспечивают частичное выдвижение транспортно-пускового стакана из полости шахты с выходом наружу реактивных сопел.

Дополнительно, в каждом варианте предлагаемого способа для повышения безопасности стартовой площадки или корабля-носителя при вертикальном старте ЛА наклоном реактивных сопел под различными углами формируют боковую составляющую силы тяги.

Отличительными признаками первого предлагаемого варианта способа старта ЛА является то, что стартовую двигательную установку закрепляют в носовой части летательного аппарата, а тягу формируют, по крайней мере, двумя ее реактивными соплами, расположенными на ее боковой поверхности с наклоном их осей под углом 10-30° к продольной оси летательного аппарата, в процессе разгона защищают переднюю часть летательного аппарата за стартовой двигательной установкой обтекателем, закрепленным на стартовой двигательной установке, и отделение стартовой двигательной установки обеспечивают под воздействием ее силы тяги.

Отличительными признаками второго предлагаемого варианта способа старта ЛА является то, что стартовую двигательную установку закрепляют в носовой части летательного аппарата, а тягу формируют, по крайней мере, двумя ее реактивными соплами, расположенными на ее боковой поверхности с наклоном их осей под углом 10-30° к продольной оси летательного аппарата, перед запуском стартовой двигательной установки обеспечивают частичное выдвижение летательного аппарата с выходом соплового блока из полости транспортно-пускового стакана, в процессе разгона защищают переднюю часть летательного аппарата за стартовой двигательной установкой обтекателем, закрепленным на стартовой двигательной установке, и отделение стартовой двигательной установки обеспечивают под воздействием ее силы тяги.

Отличительными признаками третьего предлагаемого варианта способа старта ЛА является то, что стартовую двигательную установку закрепляют в носовой части летательного аппарата, а тягу формируют, по крайней мере, двумя ее реактивными соплами, расположенными на ее боковой поверхности с наклоном их осей под углом 10-30° к продольной оси летательного аппарата, обеспечивают частичное размещение летательного аппарата в транспортно-пусковом стакане с внешним расположением реактивных сопел, в процессе разгона защищают переднюю часть летательного аппарата за стартовой двигательной установкой обтекателем, закрепленным на стартовой двигательной установке, и отделение стартовой двигательной установки обеспечивают под воздействием ее силы тяги; используют шахтную пусковую установку с открытием крышки шахты, при этом перед запуском стартовой двигательной установки обеспечивают частичное выдвижение транспортно-пускового стакана из полости шахты с выходом наружу реактивных сопел.

Кроме того, дополнительными отличительными признаками по каждому предлагаемому варианту способа старта ЛА является то, что наклоном реактивных сопел под различными углами формируют боковую составляющую результирующей силы тяги.

Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными достигается следующий технический результат: в общей массе ЛА уменьшается масса и объем элементов конструкции, обеспечивающих его прочность, повышается безопасность стартовой площадки или корабля-носителя при вертикальном старте ЛА, повышается надежность старта, снижается масса и требования к пусковой установке, устраняется воздействие силы отдачи на пусковую установку при старте.

Предложенное техническое решение может найти применение в космической и оборонной технике для уменьшения массы ЛА, повышения безопасности и надежности старта ЛА, расширения параметров окружающей среды, ограничивающих проведение старта.

Сущность предлагаемого решения поясняется чертежами, фиг.1-4.

На фиг.1 представлена конструкция ЛА, размещенного на пусковой установке.

На фиг.2 представлена конструкция ЛА, размещенного в транспортно-пусковом стакане, снабженном устройством частичного выдвижения ЛА из него, с выходом соплового блока из его полости и размещенном в шахтной пусковой установке.

На фиг.3 представлена конструкция ЛА, изображенного на фиг.2 в положении с частично выдвинутым ЛА из полости транспортно-пускового стакана.

На фиг.4 представлена конструкция ЛА, частично размещенного в транспортно-пусковом стакане с расположением соплового блока стартовой двигательной установки над крышкой транспортно-пускового стакана, который при этом размещен в шахтной пусковой установке, снабженной устройством его частичного выдвижения.

На чертежах представлен беспилотный ЛА, содержащий корпус 1 с силовой обшивкой 2, прикрепленные к обшивке корпуса 1 силовые рамы 3 и 4, и закрепленную на силовой раме 3 стартовую двигательную установку 5 посредством устройства 6 крепления, выполненного с возможностью его расфиксации, и систему 7 управления, сообщенную с устройством 6 крепления. Стартовая двигательная установка 5 размещена в передней части корпуса 1 и снабжена сопловым блоком 8, содержащим, по крайней мере, два реактивных сопла 9 и 10, расположенные на ее боковой поверхности с наклоном продольной оси каждого реактивного сопла под углом 10-30° к продольной оси корпуса 1. Продольные оси реактивных сопел 9 и 10 наклонены к продольной оси корпуса 1 под различными углами, в диапазоне 10-30°. Выходные сечения 11 и 12, соответственно, реактивных сопел 9 и 10 скошены в наружные боковые стороны под углом 10-75° к плоскости, перпендикулярной продольной оси каждого сопла. Как вариант, фиг.1, ЛА размещен в пусковой установке 13 и снабжен защитным обтекателем 14 передней части корпуса 1 за стартовой двигательной установкой 5, выполненным из термостойкого материала. Защитный обтекатель прикреплен к стартовой двигательной установке 5 под ее реактивными соплами 9 и 10 соплового блока 8. На защитный обтекатель 14 нанесено теплозащитное покрытие 15. Стартовая двигательная установка 5 снабжена пусковым устройством 16. Пусковая установка 13 снабжена пультом 17 управления, сообщенным с системой 7 управления и пусковым устройством 16. Силовая обшивка 2 корпуса 1 снабжена укрепляющими силовыми элементами 18. На силовой раме 4 закреплена маршевая двигательная установка 19 с пусковым устройством 20, сообщенным с системой 7 управления. Как вариант, фиг.2, ЛА размещен в транспортно-пусковом стакане (ТПС) 21 с открывающейся крышкой 22. ТПС 21 снабжен устройством 23 выдвижения ЛА с выходом соплового блока 8 из его полости. Устройство 23 выдвижения ЛА содержит привод 24 и траверсу 25, на которой установлен корпус 1. ТПС 21 размещен в шахтной пусковой установке 26, снабженной крышкой 27, устройством ее открытия 28 и пультом 29 управления. Как вариант, фиг.4, защитный обтекатель 14 может являться крышкой ТПС 21, а шахтная установка 26 снабжена устройством 30 частичного выдвижения ЛА из полости шахты 26, которое снабжено приводом 31, сообщенным с пультом 29 управления.

Первый вариант способа по пп.1-2 формулы реализуется следующим образом. Для старта ЛА с пульта 17, фиг.1, управления задействуется пусковое устройство 16, обеспечивая запуск стартовой двигательной установки 5. Под действием суммарной тяги (R, см. фиг.1) реактивных сопел 9 и 10 стартовая двигательная установка 5 вместе с корпусом 1 движется с ускорением, определяемым отношением R к весу ЛА, при выходе корпуса 1 из пусковой установки 13 и в автономном полете ЛА. При стартовом ускорении корпуса 1 на верхнюю часть участка обшивки 2 между силовыми рамами 3 и 4 через раму 3 передается сила R тяги, а на нижнюю часть участка обшивки 2 через раму 4 передается сила RИ инерции маршевой двигательной установки 19, закрепленной на раме 4 и равной произведению массы маршевой двигательной установки 19 на величину стартового ускорения корпуса 1. Силы R и RИ растягивают (расправляют) участок обшивки 2 между рамами 3 и 4, что, в отличие от прототипа, где силы тяги и инерции действуют навстречу друг другу, сжимая аналогичный участок обшивки. Благодаря растянутому состоянию участка обшивки 2 между рамами 3 и 4 повышается динамическая устойчивость (критическое напряжение разрушения) обшивки 2 при упругих колебаниях корпуса 1 в полете ЛА, поэтому необходимое количество и масса силовых элементов 22 и (или) толщина обшивки может быть уменьшена. Аналогично и для других отсеков корпуса 1 (топливного, приборного, грузового, на чертеже не показаны). Благодаря уменьшению общей массы конструкции 1 появляются следующие возможности: при сохранении массы стартовой двигательной установки 5 уменьшить время разгона корпуса 1 либо увеличить массу топлива маршевой двигательной установки 23 и дальность полета ЛА; при сохранении времени ускорение корпуса 1 уменьшить массу стартовой двигательной установки 5. При углах наклона продольных осей реактивных сопел 9 и 10 меньше 10° выходящая из них струя высокотемпературных газов располагается слишком близко к корпусу 1, что может привести к перегреву обшивки 2, а при этих углах больше 25° величина продольной составляющей тяги R, ускоряющая корпус 1, составит меньше 90% суммарной тяги реактивных сопел 9 и 10. Благодаря различным углам наклона продольных сопел 9 и 10 формируется разница горизонтальных проекции R 9 " и R 10 " сил R9 и R10 тяги сопел 9 и 10, отклоняющая результирующую силу R тяги на угол β от вертикали, см. фиг.1. Корпус 1, ускоряясь в направлении RTΣ, смещается также и в боковом направлении от места старта, поэтому при незапуске маршевой двигательной установки 23 падение ЛА не приведет к повреждениям корабля-носителя или наземного стартового комплекса. Выполнение выходных сечений 11 и 12, соответственно, реактивных сопел 9 и 10, скошенными в наружные боковые стороны под углом 10-75° к плоскости, перпендикулярной оси соответствующего сопла, приводит к укорачиванию длины каждого сопла 9 и 10 с наружной боковой стороны и обеспечивает более раннее расширение реактивной струи в боковую от корпуса 1 сторону, реактивная струя дополнительно отодвигается на большее расстояние от обшивки 2 и меньше ее нагревает. При углах скоса меньше 10° отклонение струи несущественно, а при углах больше 75° существенно увеличивается масса реактивных сопел 9 и 10. Обтекатель 14, выполненный из термостойкого материала, защищает от перегрева переднюю часть корпуса 1, где располагается система 7 управления и система наведения ЛА (на чертеже не показана). Теплозащитное покрытие 15 уменьшает температуру нагрева обтекателя 14 и дополнительно уменьшает температуру нагрева передней части корпуса 1 и системы 7 управления. В случае возмущающего воздействия на корпус 1 пусковой установки 13, вследствие динамического их взаимодействия при выходе корпуса 1 или порыва ветра, приведшего к повороту корпуса 1 в автономном полете ЛА вокруг центра тяжести (ЦТ, см. фиг.1) на угол α, проекция R g " гравитационной силы тяжести Rg на ось, перпендикулярную новому положению продольной оси корпуса 1, создает вращающий момент относительно точки приложения суммарной силы тяги R реактивных сопел 9 и 10, возвращающий корпус 1 в положение, близкое к вертикальному. В отличие от прототипа, у которого при повороте корпуса 1 на угол α вокруг центра тяжести проекция R g " создает момент относительно хвостовой части корпуса 1, увеличивающий угол поворота α. Таким образом, в предлагаемом устройстве обеспечивается стабилизация положения корпуса 1 при стартовом разгоне, что повышает надежность старта и снижает требование по жесткости пусковой установки 17, следовательно, обеспечивает возможность упрощения ее конструкции и уменьшения ее массы. Запас топлива стартовой двигательной установки 5 выбирается таким, чтобы необходимый разгон корпуса 1 обеспечивался до момента полного выгорания топлива, при этом система 7 управления ЛА задействует расфиксацию устройства 6 крепления и при воздействии тяги R обеспечивается быстрое удаление стартовой двигательной установки 5 от корпуса 1. Благодаря тому что струи реактивных сопел 9 и 10 не воздействуют на транспортно-пусковой стакан 13, устраняется воздействие силы отдачи на пусковую установку 17 при старте.

Второй вариант способа по пп.3-4 формулы, фиг.2 и 3, реализуется аналогично первому варианту. Отличие заключается в том, что до непосредственно выполнения операций пуска ЛА находится в ТПС 21, не контактируя с окружающей средой на всех стадиях эксплуатации, включая хранение, погрузку, транспортирование, нахождение на пусковой установке, например, шахтной 26, что уменьшает вероятность случайного повреждения ЛА и увеличивает его срок службы. Крышка 22 ТПС 21 может быть выполнена сбрасываемой, откидной, прорывной или разрушаемой при выдвижении ЛА из ТПС. Для выполнения пуска, дополнительно, с пульта 29 задействуется устройство 28, обеспечивая открытие крышки 27, далее задействуется привод 24 устройства 23 частичного выдвижения ЛА, обеспечивая выход реактивных сопел 9 и 10 соплового блока 8 из полости ТПС 21, см. фиг.3, что предохраняет перегрев корпуса 1 высокотемпературными струями газов из реактивных сопел 9 и 10 до момента выхода ЛА из ТПС 21. При размещении ТПС в шахтной пусковой установке 26 наличие устройства 23 частичного выдвижения ЛА из полости ТПС 21 обеспечивает также возможности выдвижения реактивных сопел 9 и 10 наружу из шахтной пусковой установки 26, что обеспечивает возможность увеличения ее срока службы.

Третий вариант способа по пп.5-7 формулы, фиг.4, реализуется аналогично второму варианту. Отличие заключается в том, что благодаря тому что защитный обтекатель 14 является крышкой ТПС 21, при старте ЛА высокотемпературные газы из реактивных сопел 9 и 10 не попадают в полость ТПС 21, поэтому отсутствует необходимость снабжать каждый ТПС 21 устройством выдвижения 23. При старте из автомобильной или стеллажной пусковой установки, на чертежах не показаны, ТПС 21 находится в неподвижном положении, а для обеспечения старта ЛА из шахтной пусковой установки 26 задействуется привод 31 и устройство 30 обеспечивает частичное выдвижение транспортно-пускового стакана из полости шахты с выходом наружу реактивных сопел 9 и 10.

1. Способ старта летательного аппарата, заключающийся в его размещении в пусковой установке, запуске его стартовой двигательной установки с последующим разгоном под действием тяги ее реактивного сопла и отделении стартовой двигательной установки после разгона, отличающийся тем, что стартовую двигательную установку закрепляют в носовой части летательного аппарата, а тягу формируют, по крайней мере, двумя ее реактивными соплами, расположенными на ее боковой поверхности с наклоном их осей под углом 10-30° к продольной оси летательного аппарата, в процессе разгона защищают переднюю часть летательного аппарата за стартовой двигательной установкой обтекателем, закрепленным на стартовой двигательной установке, и отделение стартовой двигательной установки обеспечивают под воздействием ее силы тяги.

2. Способ старта летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что наклоном реактивных сопел под различными углами формируют боковую составляющую силы тяги.

3. Способ старта летательного аппарата, заключающийся в его размещении в транспортно-пусковом стакане, размещении транспортно-пускового стакана в пусковой установке, запуске стартовой двигательной установки летательного аппарата с открытием крышки транспортно-пускового стакана и последующим разгоном под действием тяги ее реактивного сопла и отделении стартовой двигательной установки после разгона, отличающийся тем, что стартовую двигательную установку закрепляют в носовой части летательного аппарата, а тягу формируют, по крайней мере, двумя ее реактивными соплами, расположенными на ее боковой поверхности с наклоном их осей под углом 10-30° к продольной оси летательного аппарата, перед запуском стартовой двигательной установки обеспечивают частичное выдвижение летательного аппарата с выходом реактивных сопел из полости транспортно-пускового стакана, в процессе разгона защищают переднюю часть летательного аппарата за стартовой двигательной установкой обтекателем, закрепленным на стартовой двигательной установке, и отделение стартовой двигательной установки обеспечивают под воздействием ее силы тяги.

4. Способ старта по п.3, отличающийся тем, что наклоном реактивных сопел под различными углами формируют боковую составляющую силы тяги.

5. Способ старта летательного аппарата, заключающийся в его размещении в транспортно-пусковом стакане, размещении транспортно-пускового стакана в пусковой установке, запуске стартовой двигательной установки летательного аппарата с открытием крышки транспортно-пускового стакана и последующим разгоном под действием тяги ее реактивного сопла и отделении стартовой двигательной установки после разгона, отличающийся тем, что стартовую двигательную установку закрепляют в носовой части летательного аппарата, а тягу формируют, по крайней мере, двумя ее реактивными соплами, расположенными на ее боковой поверхности с наклоном их осей под углом 10-30° к продольной оси летательного аппарата, обеспечивают частичное размещение летательного аппарата в транспортно-пусковом стакане с внешним расположением реактивных сопел, в процессе разгона защищают переднюю часть летательного аппарата за стартовой двигательной установкой обтекателем, закрепленным на стартовой двигательной установке, и отделение стартовой двигательной установки обеспечивают под воздействием ее силы тяги.

6. Способ старта по п.5, отличающийся тем, что наклоном реактивных сопел под различными углами формируют боковую составляющую результирующей силы тяги.

7. Способ старта по п.5 или 6, отличающийся тем, что используют шахтную пусковую установку с открытием крышки шахты, при этом перед запуском стартовой двигательной установки обеспечивают частичное выдвижение транспортно-пускового стакана из полости шахты с выходом наружу реактивных сопел.



 

Похожие патенты:

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.

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 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.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в многоствольных пусковых установках (ПУ). Огнестойкая крышка многоствольной ПУ из прессованного стеклопластика с плоскими слоями, закрепленная на переднем торце пусковой трубы с помощью стопорного устройства, содержит наружную поверхность с коническими и радиусными поверхностями, огнезащитным покрытием с эпоксидной композицией из смолы эпоксидной, стеклянного порошка «аэросил», углерода технического, отвердителя-полиэтиленполиамина, нарезанных асбестовых волокон и с частичной пропиткой краев перерезанных слоев стеклопластика в зависимости от глубины пропитки, толщины одного слоя и эпоксидной композиции.

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 военной технике и может быть использовано для отработки старта ракеты из контейнера. Определяют по заданной (отведенной) зоне падения и известному направлению увода величину и знак угла отклонения органов управления, время работы двигателя первой ступени, жестко фиксируют органы управления в нулевом положении, устанавливают неподвижно механические упоры, баки макета заправляют необходимым количеством топлива, включают энергетическое средство катапультирования, катапультируют макет ракеты из контейнера, запускают двигатель после выхода макета из контейнера с временной задержкой относительно момента выхода макета из контейнера, отделяют поддон от макета, расфиксируют органы управления штоками рулевых машин с помощью постоянного электрического сигнала заданной полярности, отклоняют и удерживают органы управления до установленных механических упоров с помощью рулевых машин, уводят макет от пусковой установки в заданную зону падения.
Изобретение относится к военной технике и может быть использовано для отработки старта ракеты из контейнера. Определяют по заданной (отведенной) зоне падения и известному направлению увода величину и знак угла отклонения органов управления, время работы двигателя, отклоняют в известном направлении органы управления на полученные величины углов и неподвижно их закрепляют, баки макета заправляют необходимым количеством топлива, включают энергетическое средство катапультирования, катапультируют макет ракеты из контейнера, размещенного на пусковой установке (ПУ), отделяют поддон от макета, запускают двигатель после выхода из контейнера с временной задержкой относительно момента выхода макета из контейнера, уводят макет от ПУ в заданную зону падения.

Изобретение относится к области вооружений и касается узла крепления многоствольных гранатометов (пусковых установок). Многоствольный гранатомет содержит основание с установленным в нем приводом, поворотную опору с блоком стволов, установленную на основании через опорное устройство.

Изобретение относится к военной технике, а именно к корабельным пусковым установкам (КПУ). Корабельная пусковая система содержит пусковую установку в виде контейнера с крышкой и опорным фланцем, каркас с гнёздами, нижние, верхние и промежуточные основания с ячейками, транспортно-пусковые стаканы (ТПС) (контейнеры), средства крепления ТПС, устройство герметизации, резинокордную оболочку, средства продольной и поперечной амортизации каркаса, нуль-установители, упоры, фундаменты контейнера, исполнительный гидроцилиндр, шток, рычажный механизм, тяги, направляющий стакан, амортизаторы из эластичного материала, опорные элементы, амортизирующее устройство, механизмы автоматической стыковки донных разъёмов электрических соединителей ТПС, герметизирующее уплотнение, центрирующий направляющий элемент в виде штыря, элемент в виде ромбического пальца, защитный козырёк, втулка с индивидуальным герметизирующим уплотенением.

Группа изобретений относится к ракетной технике. Корпус снабжен профильным силовым слоем (5), который расположен между его наружным (3) и внутренним (4) силовыми слоями и скреплен с ними.

Изобретение относится к корабельным загрузочным устройствам и может быть использовано для загрузки транспортно-пускового контейнера (ТПК) в многоместную шахтную пусковую установку (ПУ) корабля.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в пусковых установках-контейнерах. .

Изобретение относится к боеприпасам и огнестрельному оружию. .

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к кассетам для транспортно-пусковых контейнеров (ТПК). Универсальная кассета выполнена в форме коробчатого каркаса, содержащего поперечные балки и две взаимно параллельные продольные стенки. Поперечные балки расположены в нижней части каркаса. По меньшей мере две взаимно параллельные продольные стенки расположены под прямым углом к поперечным балкам. Каркас выполнен с возможностью размещения по меньшей мере двух ТПК. Кассета содержит средства для удержания и фиксации ТПК, опорную балку, установленную на торце кассеты, по меньшей мере один электроразъем электрической связи системы управления пуском с ТПК и средства для штабелирования, включающие нижние и верхние опорные элементы. Нижние опорные элементы выполнены с возможностью образования разъемного соединения с ответными опорными элементами пусковой установки и/или верхними опорными элементами других кассет. Техническим результатом изобретения является расширение эксплуатационных возможностей и повышение уровня унификации. 6 з.п. ф-лы, 10 ил.
Наверх