Крылатая ракета, в частности - противокорабельная (варианты)

Авторы патента:

F42B15/00 - Реактивные снаряды, например ракеты; управляемые снаряды (F42B 10/00,F42B 12/00,F42B 14/00 имеют преимущество; тренировочные или учебные снаряды F42B 8/12; ракеты-торпеды F42B 17/00; морские торпеды F42B 19/00; космические транспортные средства B64G; реактивные двигатели F02K)

Владельцы патента RU 2580376:

Староверов Николай Евгеньевич (RU)

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в крылатых ракетах. Противокорабельная крылатая ракета, имеющая в поперечном сечении эллиптическую или овальную форму, содержит корпус цилиндрической формы с каналом внутри, крыло, конфузор в форме эллипсоида вращения или параболоида вращения, расширяюще-сужающуюся полость, диффузор, скругление, цилиндрическую часть, реактивный двигатель, воздушный винт, излучатель радиолокационного излучения, приемник радиолокационного излучения, пилоны. Внутренний канал используется как прямоточный воздушно-реактивный двигатель. Изобретение позволяет увеличить скорость и дальность полета крылатых ракет. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к вооружению.

Известны крылатые ракеты, например «Томагавк», см. интернет-ресурс, википедия «Томагавк». Крылатая ракета представляет собой обычный самолет и летит по законам аэродинамики. То есть корпус (фюзеляж), крылья, мотогондола и оперение испытывают аэродинамическое сопротивление, которое подразделяется на сопротивление формы и сопротивления трения.

Известно «Метательное тело» (то есть пуля или снаряд), см. мой пат. №2497065, представляющее собой цилиндрическое тело, имеющее внутри канал с профилем сопла Вентури (конфузор, скругление, диффузор). Это метательное тело отличается тем, что, как и положено соплу Вентури, оно не испытывает сопротивления формы, а испытывает только сопротивление трения. К тому же профиль сопла Вентури - это почти готовый сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель. То есть, применив такую форму для крылатой ракеты, можно по крайней мере значительно снизить ее общее аэродинамическое сопротивление.

Задача и технический результат изобретения - повышение скорости и дальности полета крылатых ракет.

ВАРИАНТ 1. Для сверхзвуковой крылатой ракеты данное изобретение подходит особенно хорошо, так как внутренний канал используется в качестве прямоточного двигателя. Данная крылатая ракета имеет корпус и крыло и имеет цилиндрическую форму с каналом внутри, состоящим из конфузора, скругления и диффузора, или из конфузора, цилиндрической части и диффузора, или из конфузора, расширяюще-сужающейся полости и диффузора.

Для улучшения сгорания топлива, то есть для увеличения времени для этого, между конфузором и диффузором может иметься цилиндрический канал или расширяюще-сужающаяся полость (камера сгорания). Цилиндрический канал предпочтительнее, так как оставляет больше места внутри корпуса ракеты для топлива и боевой части.

Для улучшения сгорания топлива в цилиндрическом канале топливо следует подогревать выше температуры самовоспламенения и/или использовать топливо, самовоспламеняющееся на воздухе.

Корпус ракеты также создает подъемную силу, если он расположен под некоторым углом атаки к набегающему потоку. Поэтому для уменьшения площади крыла ракета может иметь форму не правильного круглого цилиндра, а имеет в поперечном сечении эллиптическую или овальную форму. Особенно эта прибавка подъемной силы будет заметна на сверхзвуковых ракетах.

ВАРИАНТ 2. Дозвуковая крылатая ракета устроена так же (см. вариант 1), но для дозвуковой крылатой ракеты возможны два конструктивных решения установки двигателя - либо реактивный двигатель расположен за пределами внутреннего канала, либо он расположен в передней части диффузора. Или применяется воздушный винт (например, газотурбинный двигатель), который либо расположен за пределами внутреннего канала, либо он расположен в задней части диффузора.

Воздушный винт желательно применять соосный «полуторавинтовой» по пат. автора №2448020. То есть соосный винт имеет два винта, вращающихся в противоположные стороны, причем они разного диаметра - меньший винт примерно в 1,5 раза меньше большого, но имеет ту же площадь лопастей (возможно - большее их число) и вращается в полтора раза быстрее. То есть реактивные моменты винтов равны, а масса отбрасываемого таким винтом воздуха больше, чем у обычного соосного.

ВАРИАНТ 3. Некоторые крылатые ракеты (противокорабельные - обязательно) имеют пассивный или активный радиолокатор. Казалось бы, в ракете с внутренним каналом для него нет места. На самом деле наоборот - в данной ракете профиль конфузора имеет форму эллипсоида вращения или параболоида вращения, а в его фокусе на пилонах расположен излучатель и/или приемник радиолокационного излучения. В остальном ракета устроена так же (см. варианты 1 или 2).

Правда, если ракета имеет радиолокатор, применение эллипсоидной или параболоидной формы вращения затруднительно, так как для того, чтобы радиоволны отражались в один фокус, конфузор должен иметь сложную пространственную форму, в каждом сечении которой фокус имеет одно и то же положение (мультифлексный отражатель).

На прилагаемом эскизе показана крылатая ракета. Она состоит из трубы с наружной поверхностью в виде правильного цилиндра, а внутри имеет конфузор 1, плавно переходящий в цилиндрический участок 2 и затем плавно переходящий в диффузор 3. В задней части конфузора расположена форсунка 4, а в фокусе конфузора расположен излучатель и/или приемник 5. В конце диффузора по диаметру расположены крест-накрест два руля 6 (такие рули менее заметны на радиолокаторе). Внутренние элементы ракеты не показаны. Как частный случай, излучатель 5 радиолокатора может совпасть с форсункой 4.

Работает ракета так: корпус расположен под некоторым углом атаки к набегающему потоку (имеется оптимум этого угла), набегающий воздух сжимается в конфузоре 1, затем в цилиндрический канал 2 через форсунку (форсунки) 4 впрыскивается нагретое до температуры самовоспламенения топливо, затем расширившийся газ расширяется в диффузоре 3, создавая реактивную тягу. Конфузор 1 является радиолокатором с излучателем 5. Управляется ракета газовыми рулями 6.

Некоторой проблемой в данном варианте является теплоизоляция цилиндрической части и диффузора. Но современные материалы, например пирографит, модифицированный нейтронным излучением, или наноматериалы, или применение вакуумной теплоизоляции плюс охлаждение наружным воздухом позволяют решить эту проблему.

1. Крылатая ракета, в частности противокорабельная, содержащая корпус и крыло, отличающаяся тем, что корпус имеет цилиндрическую форму с каналом внутри, состоящим из конфузора, расширяюще-сужающейся полости и диффузора, причем внутренний канал используется как прямоточный воздушно-реактивный двигатель.

2. Ракета по п. 1, отличающаяся тем, что топливо подогревается выше температуры самовоспламенения и используется топливо, самовоспламеняющееся на воздухе.

3. Ракета по п. 1, отличающаяся тем, что имеет в поперечном сечении эллиптическую или овальную форму.

4. Крылатая ракета, в частности противокорабельная, содержащая корпус и крыло, отличающаяся тем, что корпус имеет цилиндрическую форму с каналом внутри, состоящим из конфузора, скругления и диффузора, или из конфузора, цилиндрической части и диффузора, или из конфузора, расширяюще-сужающейся полости и диффузора, причем реактивный двигатель расположен в передней части диффузора, или воздушный винт расположен за пределами внутреннего канала, либо в задней части диффузора.

5. Крылатая ракета, в частности противокорабельная, содержащая корпус и крыло, отличающаяся тем, что корпус имеет цилиндрическую форму с каналом внутри, состоящим из конфузора, скругления и диффузора, или из конфузора, цилиндрической части и диффузора, или из конфузора, расширяюще-сужающейся полости и диффузора, причем профиль конфузора имеет форму эллипсоида или параболоида, а в его фокусе на пилонах расположен излучатель и/или приемник радиолокационного излучения.

6. Ракета по п. 5, отличающаяся тем, что конфузор имеет форму эллипсоида вращения или параболоида вращения.

Изобретение относится к гиперзвуковым крылатым ракетам (ГПКР), оснащенным гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ГПВРД). ГПКР содержит маршевую ступень с конструкцией, построенной на основе двух модулей.

Переносной тактический боеприпас // 2577831

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к переносным тактическим боеприпасам. Переносной тактический боеприпас содержит корпус, кумулятивный боевой элемент, источник питания, координатор цели.

Способ полета ракеты // 2577739

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при полете ракет. Подают распыленное рабочее тело через форсунки и нагреватель в теплообменную камеру без доступа кислорода под действием поршня и сил инерции, придают основной импульс ракете от разогретого рабочего тела, выходящего из сопла, придают дополнительный импульс ракете за счет воспламенения и сгорания поступившего из сопла рабочего тела в обойме, установленной на стабилизаторах ракеты.

Способ определения коэффициента команды одноканальных вращающихся ракет и снарядов с релейным рулевым приводом и устройство для его осуществления // 2574500

Группа изобретений относится к способу определения коэффициента команды одноканальных вращающихся ракет и снарядов и устройству для его определения. Для определения коэффициента команды закручивают ракету или снаряд вокруг оси крена в плоскости слежения за имитатором цели.

Способ управления движением аэробаллистического летательного аппарата по заданной пространственной траектории // 2571567

Изобретение относится к области приборостроения, а именно к области автоматического регулирования, и может быть использовано в системах высокоточного управления движением центра масс подвижных объектов, в частности аэробаллистических летательных аппаратов.

Бикалиберная управляемая ракета // 2569995

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в бикалиберных управляемых ракетах. Бикалиберная управляемая ракета содержит маршевую ступень и отделяемый стартовый двигатель.

Управляемая пуля в пусковом контейнере // 2568823

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к управляемым пулям. Управляемая пуля в пусковом контейнере содержит маршевую ступень, соединенную электрическим жгутом с пусковым контейнером, отделяемый стартовый двигатель и переходный обтекатель.

Космическая головная часть // 2567981

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в космических головных частях. Космическая головная часть содержит головной обтекатель, космический аппарат (КА) с силовым шпангоутом с переходной системой для стыковки с ракетой-носителем, переходник головного обтекателя с верхним шпангоутом, состыкованным с головным обтекателем разделяемым в полете соединением, нижним шпангоутом, состыкованным с верхним силовым шпангоутом КА с помощью неразъемного в полете соединения.

Корректируемая минометная мина // 2566707

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.

Космическая головная часть // 2564458

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.

Ракетная часть со стабилизирующим устройством реактивного снаряда // 2581097

Изобретение относится к ракетной технике и представляет собой ракетную часть со стабилизирующим устройством реактивного снаряда. Корпус ракетной части перед стабилизирующим устройством выполнен с коническим кольцевым уступом, при этом больший диаметр корпуса расположен под наружным кольцом. Стабилизирующее устройство снабжено дополнительным внутренним кольцом, установленным на большем диаметре корпуса ракетной части и жестко соединенным посредством плоских продольных пилонов с наружным кольцом. Наружное кольцо стабилизирующего устройства смещено относительно донного среза сопел блока и выступает за его пределы, а лопасти в раскрытом положении удалены от задней кромки наружного кольца в сторону передней части корпуса ракетной части. В плоскости донного среза соплового блока закреплены фиксаторы в количестве, совпадающем с количеством лопастей. Фиксаторы входят в соответствующие пазы каждой лопасти в их закрытом положении. Техническим результатом изобретения является повышение боевой эффективности и надежности функционирования. 2 ил.

Способ отделения маршевой ступени летательного аппарата и устройство для его осуществления // 2584401

Группа изобретений относится к области ракетной техники. Способ отделения маршевой ступени ЛА включает механическое удержание в разомкнутом состоянии цепи запуска электровоспламенителя механизма разделения ступеней при пуске ЛА на стартовом участке траектории полета. На борту ЛА в процессе полета измеряют величину продольного ускорения и определяют скорость его изменения во времени, фиксируют момент смены знака производной продольного ускорения с отрицательного на положительный и замыкают электрическую цепь запуска электровоспламенителя механизма разделения ступеней. ЛА с отделяемым двигателем содержит маршевую ступень и пристыкованный к ней двигатель с механизмом разделения ступеней, снабженным электровоспламенителем. В маршевой ступени параллельно продольной оси ЛА установлен исполнительный механизм дистанционного инерционного действия, выполненный в виде токонепроводящего корпуса с неподвижной контактной группой и токопроводящего инерционного тела, запираемого силовой пружиной в сторону механизма разделения ступеней. Техническим результатом является исключение нештатного разделения двигателя и маршевой ступени при подготовке и проверках ЛА перед пуском. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Способ минимизации зон отчуждения отделяемых частей ракеты-носителя // 2585395

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для снижения площадей районов падения отделяющихся частей (ОЧ) ракет космического назначения (РКН). В способе минимизации зон отчуждения ОЧ определяют дополнительное количество теплоты, необходимое для сжигания ОЧ при движении на атмосферной части траектории спуска до заданной высоты, на которой должно закончиться их сгорание в атмосфере. Определенную массу энергетического материала помещают в конструкцию ОЧ, например в сотовые ячейки конструкции оболочки головного обтекателя. Техническим результатом изобретения является снижение площади зоны необходимого отчуждения.

Привод рулевой // 2591005

Изобретение относится к рулевым приводам многоступенчатых ракет. Привод рулевой содержит рулевые машины, систему питания рулевых машин, узлы развязки, кронштейны для закрепления рулевых машин к днищу ракеты. Узлы развязки закреплены к соплу двигателя. Сопло с помощью опор зафиксировано относительно корпуса ракеты. Узел развязки состоит из корпуса, качалки, фиксатора, пружины, опорной оси. Техническим результатом изобретения является повышение точности фиксации рулевых машин в нулевом положении и повышение жесткости в передаче системы рулевая машина - сопло двигателя. 4 ил.

Корпус боевого элемента с раскрывающимся стабилизатором // 2593664

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к корпусу боевого элемента с раскрывающимся стабилизатором. Корпус содержит цилиндрическую наружную оболочку. Стабилизатор выполнен в виде щитков с дугообразными в поперечном направлении стабилизирующими поверхностями. Последние закреплены в корпусе на осях, перпендикулярных продольной оси корпуса элемента. Корпус снабжен дополнительной внутренней оболочкой, коаксиально установленной относительно наружной оболочки. Максимальный диаметр внутренней оболочки составляет 0,60…0,85 внутреннего диаметра наружной оболочки. В кольцевой полости, образованной двумя оболочками, упорядоченно размещены поражающие элементы. Стабилизирующие поверхности раскрывающегося стабилизатора смещены к передней части корпуса и закреплены на осях. Расстояние от передних кромок поверхностей до задней части корпуса элемента составляет 0,2…0,5 максимального диаметра корпуса. Длина стабилизирующих поверхностей выполнена в пределах 1,0…1,5 максимального диаметра корпуса. Как вариант поражающие элементы могут быть выполнены в виде двух отдельных фракций, отличающихся между собой геометрическими параметрами. Причем фракция с более крупными размерами поражающих элементов расположена в передней части корпуса боевого элемента. Повышает надежность за счет уменьшения аэродинамических нагрузок, повышает эффективность, увеличивает поражающее действие, улучшает габаритно-массовые характеристики. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Неуправляемый реактивный снаряд // 2595070

Изобретение относится к области вооружения, а именно к реактивным боеприпасам. Активно - реактивный снаряд стартует из пусковой трубы, заглушенной с донной части. Снаряд содержит ракетную часть с канальным маршевым зарядом, воспламенителем и сопловым блоком, газогенератор с дополнительным зарядом картузного снаряжения, инициатор. Инициатор размещен в торце корпуса газогенератора и соединен газоводом с форсажной трубкой. Форсажная трубка проходит через картуз и центральное сопло и направлена к воспламенителю через канал маршевого заряда. Газогенератор закреплен на сопловом блоке и имеет тарировочные подрезы на пояске корпуса. Техническим результатом изобретения является повышение надежности инициирования и эффективности неуправляемого реактивного снаряда. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Управляемый боеприпас // 2595748

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к управляемым боеприпасам. Управляемый боеприпас содержит электронную аппаратуру управления и систему спутниковой навигации с антенной, установленную в носовом обтекателе. Носовой обтекатель боеприпаса снабжен корпусом с устройством разделения. Боеприпас снабжен блоком точного наведения, например головкой самонаведения, расположенным непосредственно за носовым обтекателем так, что корпус с устройством разделения размещается между системой спутниковой навигации и блоком точного наведения. Передняя часть корпуса жестко связана с системой спутниковой навигации, задняя часть корпуса с устройством разделения закреплена на блоке точного наведения с обеспечением возможности отделения носового обтекателя на траектории. В каналах, выполненных в корпусе устройства разделения, проложены электрические транзитные цепи, соединяющие систему спутниковой навигации и электронную аппаратуру управления. Достигается повышение точности при стрельбе боеприпасом. 1 ил.

Беспилотный летательный аппарат (варианты) и способ его работы // 2597740

Изобретение относится к области авиации, в частности к крылатым ракетам. Беспилотный летательный аппарат содержит корпус, баки, крыло и двигатель. Корпус и баки аппарата выполнены из радиопрозрачного материала. Аппарат имеет воздушно-винтовой движитель. Все радионепрозрачные элементы аппарата закрыты кожухом стелс-формы. Аппарат имеет индикатор радиолокационного облучения и электродвигатели воздушного винта. Выхлоп и воздушный поток системы охлаждения двигателя направлены вниз или вниз-назад. Выхлопная система имеет теплоизолирующие продольные створки выхлопа, имеющие возможность закрываться. Силовой набор корпуса аппарата выполнен из радиопрозрачного материала. Силовой набор корпуса и чехол стелс-формы имеют камуфляжную окраску. Выхлоп и воздушный поток системы охлаждения направлены вниз или вниз-назад. При обнаружении облучения радиолокатором противника аппарат выключает основной двигатель, закрывает теплоизолирующие продольные створки и включает электродвигатель, отключив муфту основного двигателя и включив муфту электродвигателя или электродвигателей. Достигается снижение заметности и повышение дальности полета. 3 н. и 6 з.п. ф-лы.

Раскладываемая аэродинамическая поверхность // 2599677

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к раскладываемым аэродинамическим поверхностям летательных аппаратов. Раскладываемая аэродинамическая поверхность содержит соединенные корневую и раскладываемую части. Корневая часть закреплена на поворотной оси раскладываемой аэродинамической поверхности и содержит установленные и соединенные осью шатун и поршень. Шатун установлен с возможностью поворота относительно оси. Поршень установлен с возможностью возвратно-поступательного движения вдоль поворотной оси. Корневая и раскладываемая части соединены кулисами, одна из которых является центральной и соединяется с шатуном осью, а другие расположены по обе стороны от нее. Кулисы установлены с возможностью поворота на осях, расположенных перпендикулярно поворотной оси и параллельно хорде аэродинамической поверхности. Обеспечивает раскладывание при повышенных аэродинамических нагрузках за минимальное время при минимальных компоновочных характеристиках. 6 ил.

Способ повышения точности нарезного стрелкового оружия и реализующее устройство // 2603334

Изобретение относится к области вооружения, реализующего задачи повышения точности стрелкового оружия, более конкретно к способам управления вращающейся пулей и снарядом высокоточного оружия. Способ повышения точности нарезного стрелкового оружия включает: подключение источника питания к схеме управления полетом пули, при выстреле фиксируют отклонение пули от центра цели, подсвеченного лазером, преобразованный сигнал с учетом гироскопического эффекта вращающейся пули подают на привод аэродинамического руля в интервалы времени нахождения руля перпендикулярно позиционно-чувствительной фотолинейки. Конструктивно устройство содержит оптическую систему, позиционно-чувствительную фотолинейку (ПЧФ) с зарядовой связью, усилитель-нормализатор, генератор линейно изменяющегося напряжения, датчик импульсов управления, усилитель-нормализатор пороговое устройство, датчик импульсов управления, счетчик импульсов, электронный ключ, выход которого через усилитель-формирователь подключен к входу привода аэродинамического руля. Технический результат - улучшение управляемости вращающейся пули и повышение точности нарезного стрелкового оружия за счет реализации управления пулей на всем протяжении ее полета от ствола оружия до цели. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.