Летательный аппарат (варианты)

Группа изобретений относится к устройствам для пуска летательных аппаратов (ЛА). ЛА содержит корпус с силовой обшивкой, силовые рамы, прикрепленные к обшивке, и агрегаты, закрепленные на силовых рамах, включая стартовую двигательную установку с реактивным соплом, прикрепленную к корпусу устройством, выполненным с возможностью расфиксации крепления, и систему управления. В первом варианте стартовая двигательная установка размещена в передней части корпуса летательного аппарата, а ее реактивное сопло выполнено в виде соплового блока, содержащего реактивные сопла, расположенные на ее боковой поверхности с наклоном продольной оси каждого реактивного сопла под углом 10-30° к продольной оси корпуса. К стартовой двигательной установке под ее реактивными соплами прикреплен защитный обтекатель передней части корпуса, выполненный из термостойкого материала. Во втором варианте ЛА размещен в транспортно-пусковом стакане (ТПС), снабженном устройством частичного выдвижения ЛА с выходом соплового блока из его полости. В третьем варианте крышка ТПС выполнена в виде защитного обтекателя передней части корпуса из термостойкого материала и прикреплена к стартовой двигательной установке под реактивными соплами соплового блока. Группа изобретений направлена на повышение надежности. 3 н. и 12 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 беспилотный ЛА "Яхонт" ("Оружие и технологии России. Энциклопедия. XXI век", том III, под редакцией С. Иванова. М.: Издательский дом "Оружие и технологии", 2001, стр.103-109, а также О.А. Артемов "Прямоточные воздушно-реактивные двигатели". М.: Издательство "Компания Спутник +", 2007, стр.278, 279), содержащий корпус с крылом и оперением, маршевую двигательную установку, включающую прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) с носовым воздухозаборным устройством, топливную систему с баками и стартовую двигательную установку, выполненную в виде порохового двигателя, размещенного внутри ПВРД со стороны хвостовой части корпуса. Для удобства транспортирования, контроля и запуска ЛА "Яхонт" размещается в транспортно-пусковом контейнере (стакане) с открывающейся крышкой и минимальными зазорами между стенкой транспортно-пускового стакана (ТПС) и корпусом (фюзеляжем). Транспортирование, контроль технического состояния и запуск ЛА "Яхонт" осуществляется без извлечения его из ТПС. Для обеспечения загрузки в ТПС, транспортирования и запуска ПВРД после стартового ускорения стартовая двигательная установка закреплена к корпусу посредством крепления, выполненного с возможностью расфиксации крепления. ТПС снабжен специальным устройством катапультирования ЛА, развивающим значительные усилия катапультирования. Запуск стартовой двигательной установки выполняется после выброса (катапультирования) ЛА из ТПС. Запуск ПВРД обеспечивает система управления ЛА, сообщенная с системой его запуска. Отделение стартовой двигательной установки обеспечивается расфиксацией устройства ее крепления с последующим выбросом воздушным напором порохового двигателя после выгорания его топлива. ТПС размещается на автомобильной, стеллажной или шахтной пусковой установке корабля-носителя. Как вариант, возможно использование ЛА без ТПС.

Существенными признаками прототипа, совпадающими с существенными признаками первого варианта предлагаемого ЛА, являются следующие: летательный аппарат, содержащий корпус с силовой обшивкой, силовые рамы, прикрепленные к обшивке, и агрегаты, закрепленные на силовых рамах, включая стартовую двигательную установку с реактивным соплом, закрепленную к корпусу устройством крепления, выполненным с возможностью расфиксации крепления, и систему управления, сообщенную с устройством крепления стартовой двигательной установки.

Существенными признаками прототипа, совпадающими с существенными признаками второго и третьего вариантов предлагаемого ЛА, являются следующие: летательный аппарат, размещенный в транспортно-пусковом стакане с открывающейся крышкой и содержащий корпус с силовой обшивкой, силовые рамы, прикрепленные к обшивке, и агрегаты, закрепленные на силовых рамах, включая стартовую двигательную установку с реактивным соплом, закрепленную к корпусу устройством крепления, выполненным с возможностью расфиксации крепления, и систему управления, сообщенную с устройством крепления стартовой двигательной установки.

В известных вариантах ЛА, при его разгоне, 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 схлопываться, 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 летательного аппарата, содержащего корпус с силовой обшивкой, силовые рамы, прикрепленные к обшивке, и агрегаты, закрепленные на силовых рамах, включая стартовую двигательную установку с реактивным соплом, закрепленную к корпусу устройством крепления, выполненным с возможностью расфиксации крепления, и систему управления, сообщенную с устройством крепления стартовой двигательной установки, стартовая двигательная установка размещена в передней части корпуса летательного аппарата, а ее реактивное сопло выполнено в виде соплового блока, содержащего по крайней мере два реактивных сопла, расположенные на ее боковой поверхности с наклоном продольной оси каждого реактивного сопла под углом 10-30° к продольной оси корпуса летательного аппарата, при этом к стартовой двигательной установке под ее реактивными соплами прикреплен защитный обтекатель передней части корпуса летательного аппарата за стартовой двигательной установкой, выполненный из термостойкого материала.

Для достижения названного технического результата во втором варианте летательного аппарата, размещенного в транспортно-пусковом стакане с открывающейся крышкой и содержащего корпус с силовой обшивкой, силовые рамы, прикрепленные к обшивке, и агрегаты, закрепленные на силовых рамах, включая стартовую двигательную установку с реактивным соплом, закрепленную к корпусу устройством крепления, выполненным с возможностью расфиксации крепления, и систему управления, сообщенную с устройством крепления стартовой двигательной установки, стартовая двигательная установка размещена в передней части корпуса летательного аппарата, а ее реактивное сопло выполнено в виде соплового блока, содержащего по крайней мере два реактивных сопла, расположенные на ее боковой поверхности с наклоном продольной оси каждого реактивного сопла под углом 10-30° к продольной оси корпуса летательного аппарата, при этом к стартовой двигательной установке под ее реактивными соплами прикреплен защитный обтекатель передней части корпуса летательного аппарата за стартовой двигательной установкой, выполненный из термостойкого материала, а транспортно-пусковой стакан снабжен устройством частичного выдвижения летательного аппарата с выходом соплового блока из его полости.

Для достижения названного технического результата в третьем варианте летательного аппарата, размещенного в транспортно-пусковом стакане с открывающейся крышкой и содержащего корпус с силовой обшивкой, силовые рамы, прикрепленные к обшивке, и агрегаты, закрепленные на силовых рамах, включая стартовую двигательную установку с реактивным соплом, закрепленную к корпусу устройством крепления, выполненным с возможностью расфиксации крепления, и систему управления, сообщенную с устройством крепления стартовой двигательной установки, стартовая двигательная установка размещена в передней части корпуса летательного аппарата, а ее реактивное сопло выполнено в виде соплового блока, содержащего по крайней мере два реактивных сопла, расположенные на ее боковой поверхности с наклоном продольной оси каждого реактивного сопла под углом 10-30° к продольной оси корпуса летательного аппарата, летательный аппарат частично размещен в транспортно-пусковом стакане с расположением соплового блока над крышкой транспортно-пускового стакана, которая выполнена из термостойкого материала в виде защитного обтекателя передней части корпуса летательного аппарата за стартовой двигательной установкой и прикреплена к стартовой двигательной установке под реактивными соплами соплового блока.

Дополнительно в каждом варианте ЛА: для повышения безопасности стартовой площадки или корабля-носителя при вертикальном старте продольные оси реактивных сопел соплового блока наклонены к продольной оси корпуса летательного аппарата под различными углами; для уменьшения нагрева передней части корпуса ЛА при стартовом разгоне выходное сечение каждого реактивного сопла скошено в наружную боковую сторону под углом 10-75° к плоскости, перпендикулярной его продольной оси, а также на обтекатель передней части корпуса летательного аппарата нанесено теплозащитное покрытие.

Отличительными признаками первого варианта ЛА является то, что стартовая двигательная установка размещена в передней части корпуса летательного аппарата, а ее реактивное сопло выполнено в виде соплового блока, содержащего по крайней мере два реактивных сопла, расположенные на ее боковой поверхности с наклоном продольной оси каждого реактивного сопла под углом 10-30° к продольной оси корпуса летательного аппарата, при этом к стартовой двигательной установке под ее реактивными соплами прикреплен защитный обтекатель передней части корпуса летательного аппарата за стартовой двигательной установкой, выполненный из термостойкого материала.

Отличительными признаками второго варианта ЛА является то, что стартовая двигательная установка размещена в передней части корпуса летательного аппарата, а ее реактивное сопло выполнено в виде соплового блока, содержащего по крайней мере два реактивных сопла, расположенные на ее боковой поверхности с наклоном продольной оси каждого реактивного сопла под углом 10-30° к продольной оси корпуса летательного аппарата, при этом к стартовой двигательной установке под ее реактивными соплами прикреплен защитный обтекатель передней части корпуса летательного аппарата за стартовой двигательной установкой, выполненный из термостойкого материала, а транспортно-пусковой стакан снабжен устройством частичного выдвижения летательного аппарата с выходом соплового блока из его полости.

Отличительными признаками третьего варианта ЛА является то, что стартовая двигательная установка размещена в передней части корпуса летательного аппарата, а ее реактивное сопло выполнено в виде соплового блока, содержащего по крайней мере два реактивных сопла, расположенные на ее боковой поверхности с наклоном продольной оси каждого реактивного сопла под углом 10-30° к продольной оси корпуса летательного аппарата, летательный аппарат частично размещен в транспортно-пусковом стакане с расположением соплового блока над крышкой транспортно-пускового стакана, которая выполнена из термостойкого материала в виде защитного обтекателя передней части корпуса летательного аппарата за стартовой двигательной установкой и прикреплена к стартовой двигательной установке под реактивными соплами соплового блока.

Дополнительно по всем вариантам ЛА может быть: продольные оси реактивных сопел соплового блока наклонены к продольной оси корпуса летательного аппарата под различными углами; выходное сечение каждого реактивного сопла скошено в наружную боковую сторону под углом 10-75° к плоскости, перпендикулярной его продольной оси; на обтекатель передней части корпуса летательного аппарата нанесено теплозащитное покрытие.

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 устройства по пп.1-5 формулы работает 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, 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 ускорения 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 R, 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 устройства по пп.6-10 формулы, фиг.2 и 3, работает 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 устройства по пп.11-15 формулы, фиг.4, работает 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. Летательный аппарат, содержащий корпус с силовой обшивкой, силовые рамы, прикрепленные к обшивке, и агрегаты, закрепленные на силовых рамах, включая стартовую двигательную установку с реактивным соплом, закрепленную к корпусу устройством крепления, выполненным с возможностью расфиксации крепления, и систему управления, сообщенную с устройством крепления стартовой двигательной установки, отличающийся тем, что стартовая двигательная установка размещена в передней части корпуса летательного аппарата, а ее реактивное сопло выполнено в виде соплового блока, содержащего по крайней мере два реактивных сопла, расположенные на ее боковой поверхности с наклоном продольной оси каждого реактивного сопла под углом 10-30° к продольной оси корпуса летательного аппарата, при этом к стартовой двигательной установке под ее реактивными соплами прикреплен защитный обтекатель передней части корпуса летательного аппарата за стартовой двигательной установкой, выполненный из термостойкого материала.

2. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что продольные оси реактивных сопел соплового блока наклонены к продольной оси корпуса летательного аппарата под различными углами.

3. Летательный аппарат по п.1 или 2, отличающийся тем, что выходное сечение каждого реактивного сопла скошено в наружную боковую сторону под углом 10-75° к плоскости, перпендикулярной его продольной оси.

4. Летательный аппарат по п.1 или 2, отличающийся тем, что на обтекатель передней части корпуса летательного аппарата нанесено теплозащитное покрытие.

5. Летательный аппарат по п.3, отличающийся тем, что на обтекатель передней части корпуса летательного аппарата нанесено теплозащитное покрытие.

6. Летательный аппарат, размещенный в транспортно-пусковом стакане с открывающейся крышкой и содержащий корпус с силовой обшивкой, силовые рамы, прикрепленные к обшивке, и агрегаты, закрепленные на силовых рамах, включая стартовую двигательную установку с реактивным соплом, закрепленную к корпусу устройством крепления, выполненным с возможностью расфиксации крепления, и систему управления, сообщенную с устройством крепления стартовой двигательной установки, отличающийся тем, что стартовая двигательная установка размещена в передней части корпуса летательного аппарата, а ее реактивное сопло выполнено в виде соплового блока, содержащего по крайней мере два реактивных сопла, расположенные на ее боковой поверхности с наклоном продольной оси каждого реактивного сопла под углом 10-30° к продольной оси корпуса летательного аппарата, при этом к стартовой двигательной установке под ее реактивными соплами прикреплен защитный обтекатель передней части корпуса летательного аппарата за стартовой двигательной установкой, выполненный из термостойкого материала, а транспортно-пусковой стакан снабжен устройством частичного выдвижения летательного аппарата с выходом соплового блока из его полости.

7. Летательный аппарат по п.6, отличающийся тем, что продольные оси реактивных сопел соплового блока наклонены к продольной оси корпуса летательного аппарата под различными углами.

8. Летательный аппарат по п.6 или 7, отличающийся тем, что выходное сечение каждого реактивного сопла скошено в наружную боковую сторону под углом 10-75° к плоскости, перпендикулярной его продольной оси.

9. Летательный аппарат по п.6 или 7, отличающийся тем, что на обтекатель передней части корпуса летательного аппарата нанесено теплозащитное покрытие.

10. Летательный аппарат по п.8, отличающийся тем, что на обтекатель передней части корпуса летательного аппарата нанесено теплозащитное покрытие.

11. Летательный аппарат, размещенный в транспортно-пусковом стакане с открывающейся крышкой и содержащий корпус с силовой обшивкой, силовые рамы, прикрепленные к обшивке, и агрегаты, закрепленные на силовых рамах, включая стартовую двигательную установку с реактивным соплом, закрепленную к корпусу устройством крепления, выполненным с возможностью расфиксации крепления, и систему управления, сообщенную с устройством крепления стартовой двигательной установки, отличающийся тем, что стартовая двигательная установка размещена в передней части корпуса летательного аппарата, а ее реактивное сопло выполнено в виде соплового блока, содержащего по крайней мере два реактивных сопла, расположенные на ее боковой поверхности с наклоном продольной оси каждого реактивного сопла под углом 10-30° к продольной оси корпуса летательного аппарата, летательный аппарат частично размещен в транспортно-пусковом стакане с расположением соплового блока над крышкой транспортно-пускового стакана, которая выполнена из термостойкого материала в виде защитного обтекателя передней части корпуса летательного аппарата за стартовой двигательной установкой и прикреплена к стартовой двигательной установке под реактивными соплами соплового блока.

12. Летательный аппарат по п.11, отличающийся тем, что продольные оси реактивных сопел соплового блока наклонены к продольной оси корпуса летательного аппарата под различными углами.

13. Летательный аппарат по п.11 или 12, отличающийся тем, что выходное сечение каждого реактивного сопла скошено в наружную боковую сторону под углом 10-75° к плоскости, перпендикулярной его продольной оси.

14. Летательный аппарат по п.11 или 12, отличающийся тем, что на обтекатель передней части корпуса летательного аппарата нанесено теплозащитное покрытие.

15. Летательный аппарат по п.13, отличающийся тем, что на обтекатель передней части корпуса летательного аппарата нанесено теплозащитное покрытие.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в боевых отсеках ракет. Система отделения и стабилизации для боевого отсека снаряда содержит оболочку с дном, узел отделения, вытяжной фал, парашютную систему стабилизации с контейнером с дном, крышкой с узлом форсирования, парашютом с вертлюгом, вытягивающим звеном в виде поршня с центральным газоводом, устройством разделения отсеков замедленного действия, фиксатором в виде распорного пружинного кольца.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в стационарных стендах сборки частей ракет-носителей. Стационарный стенд сборки головного блока ракетно-космического носителя содержит силовую раму в виде прямоугольника коробчатого сечения с выступающими узлами для скрепления со стрелой и гидроцилиндрами, площадку обслуживания с лестничными переходами и выдвижными трапами, анкерный крепеж, грузоподъемную стрелу с устройством для размещения и скрепления головного блока, гидроцилиндры подъема и опускания стрелы, гидросистему питания, электрооборудование с мотор-редукторами, опорно-поворотное кольцо в виде полого цилиндра с отверстиями под болты, подшипник вращения, упоры.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к системе разделения и стабилизации головной части. Система разделения и стабилизации головной части представляет собой боевой отсек и оболочку с дном.

Изобретение относится к машиностроительной технике, в частности к разъемным соединениям, разделяемым в процессе эксплуатации. Пирозамок содержит основание, стяжной болт, сухари со штифтами, поршень, цилиндр, крышку и пиропатрон.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к узлу разделения отсеков летательного аппарата. Узел разделения отсеков летательного аппарата содержит основной отсек, отталкиваемый отсек, корпус, пиропатрон, болт, раздвигающийся фиксатор и поддерживающий его сдвигаемый поршень.

Способ стрельбы пулей, соединенной с отделяемым метательным устройством, включает удержание пули и метательного устройства, запуск метательного устройства и выход пули из пусковой трубы.

Управляемая пуля содержит отделяемый двигатель и кольцевой насадок с резьбовой втулкой, установленный на кормовой части маршевой ступени и соединенный с двигателем посредством разрезного кольца, выполненного в виде кольцевых секторов.

Способ стрельбы пулей, соединенной с отделяемым метательным устройством, включает удержание пули и метательного устройства, запуск метательного устройства и выход пули из пусковой трубы.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке реактивных снарядов с отделяющимися головными частями. Разделяющийся реактивный снаряд содержит ракетный двигатель с дном, отделяемую головную часть, парашютный отсек, а также взрывательное устройство.

Изобретение относится к конструкции космических транспортных средств для доставки в составе космической головной части крупногабаритных полезных грузов (ПГ) на заданные орбиты выведения.

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 относится к ракетной технике и может быть использовано для запуска ракет из проточных пусковых труб. Устройство для запуска ракет содержит связанную с носителем проточную пусковую трубу, имеющую передний и задний торцы, отражатель, закрепленный шарнирно на заднем торце проточной пусковой трубы, и приводной механизм отражателя.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для запуска ракет из проточных пусковых труб. Устройство для запуска ракет содержит связанную с носителем проточную пусковую трубу с передним и задним торцами, газоотражатель, расположенный у заднего торца проточной пусковой трубы и связанный с ней.

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.

Группа изобретений относится к ракетной технике и может быть использована в транспортно-пусковых контейнерах (ТПК), находящихся в пусковых установках преимущественно подводных лодок.

Изобретение относится к пусковым установкам ракет-мишеней и может использоваться при разработке пусковых установок мишенных комплексов с имитаторами воздушных целей ракетного типа.

Изобретение относится к ракетной технике. Устройство для запуска ракет содержит пусковой контейнер, имеющий передний и задний торцы, установленный на основании прицельно-пускового модуля (ППМ), и газоотражательный лоток.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к противотанковым ракетным комплексам. Противотанковый ракетный комплекс содержит пусковую установку с прицелом и аппаратурой наведения и управления, закрепленный на пусковой установке транспортно-пусковой контейнер с управляемой ракетой, измеритель координат местоположения пусковой установки, автономно устанавливаемый относительно пусковой установки радиолокатор обнаружения и сопровождения целей, измеритель координат местоположения и измеритель углов наведения радиолокатора относительно системы координат стрельбы, устройство целеуказания, выполненное в виде двух модулей, первый из которых содержит измеритель углов наведения пусковой установки, а второй модуль с индикатором подключен к радиолокатору по каналу связи.

Изобретение относится к проектированию ракет, стартующих с подводных лодок, надводных кораблей и наземных носителей. На ракете, имеющей верхний пояс герметизации относительно пусковой установки, установлен нижний пояс герметизации.

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.

Группа изобретений относится к устройствам для пуска летательных аппаратов. ЛА содержит корпус с силовой обшивкой, силовые рамы, прикрепленные к обшивке, и агрегаты, закрепленные на силовых рамах, включая стартовую двигательную установку с реактивным соплом, прикрепленную к корпусу устройством, выполненным с возможностью расфиксации крепления, и систему управления. В первом варианте стартовая двигательная установка размещена в передней части корпуса летательного аппарата, а ее реактивное сопло выполнено в виде соплового блока, содержащего реактивные сопла, расположенные на ее боковой поверхности с наклоном продольной оси каждого реактивного сопла под углом 10-30° к продольной оси корпуса. К стартовой двигательной установке под ее реактивными соплами прикреплен защитный обтекатель передней части корпуса, выполненный из термостойкого материала. Во втором варианте ЛА размещен в транспортно-пусковом стакане, снабженном устройством частичного выдвижения ЛА с выходом соплового блока из его полости. В третьем варианте крышка ТПС выполнена в виде защитного обтекателя передней части корпуса из термостойкого материала и прикреплена к стартовой двигательной установке под реактивными соплами соплового блока. Группа изобретений направлена на повышение надежности. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 4 ил.

Наверх