Ракетная часть со стабилизирующим устройством реактивного снаряда



Ракетная часть со стабилизирующим устройством реактивного снаряда
Ракетная часть со стабилизирующим устройством реактивного снаряда

Владельцы патента RU 2581097:

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

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.

 

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

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

Так, известны ракетные части со стабилизирующими устройствами к реактивным снарядам М8, М13 (см., например, Куров В.Д., Должанский Ю.М. Основы проектирования пороховых ракетных снарядов.- М. Оборонгиз, 1961, с. 11), принятые за аналоги. Ракетные части содержат корпус с сопловым блоком, стабилизирующее устройство с прочно скрепленными с корпусом лопастями.

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

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

Известна также ракетная часть со стабилизирующим устройством реактивного снаряда М-21ОФ (см. Боевая машина БМ-21. Техническое описание и инструкция по эксплуатации. - М.: Военное издательство МО СССР 1977, с. 74-75). Она содержит корпус с сопловым блоком, стабилизирующее устройство с раскрывающимися дугообразными лопастями, установленными под углом к продольной ее оси.

Указанная ракетная часть обеспечивает повышение боевой эффективности за счет стрельбы из трубчатой направляющей, характерной для пусковой установки реактивной системы залпового огня, и увеличения количества реактивных снарядов в пусковой установке.

Задние кромки лопастей стабилизирующего устройства реактивного снаряда М-21ОФ расположены на уровне донного среза сопел, что отрицательно сказывается на уменьшении его подъемной силы, приводит к разбросу аэробаллистических характеристик реактивного снаряда из-за воздействия струи реактивного двигателя, ухудшению точности и кучности при стрельбе залпом. При такой конструкции стабилизирующего устройства компенсировать уменьшение несущих свойств его лопастей возможно лишь за счет увеличения геометрических параметров, что приводит к росту сопротивления, потере дальности, увеличению нагрузок на лопасти.

Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией ракетной части реактивного снаряда является наличие в составе М-21ОФ корпуса с сопловым блоком, стабилизирующего устройства с раскрывающимися лопастями.

Для повышения несущих свойств стабилизирующих устройств, минимизации геометрических параметров раскрывающихся лопастей применяются конструкции, снабженные кольцевым стабилизатором.

В качестве прототипа принята ракетная часть ракеты по патенту РФ №2148778 кл. F42B 15/00, опубл. 10.05.2000 г. Ракетная часть содержит корпус с сопловым блоком, стабилизирующее устройство, включающее наружное кольцо с прорезями и раскрывающиеся лопасти.

Задачей данного технического решения являлось повышение устойчивости ракеты на дозвуковых скоростях полета за счет выбора формы раскрывающихся лопастей стабилизирующего устройства.

Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией ракетной части со стабилизирующим устройством реактивного снаряда является наличие в прототипе корпуса ракетной части с сопловым блоком, стабилизирующего устройства, включающего наружное кольцо с прорезями и раскрывающиеся лопасти.

В отличие от прототипа в предлагаемой ракетной части со стабилизирующим устройством реактивного снаряда корпус ракетной части перед стабилизирующим устройством выполнен с коническим кольцевым уступом с углом 10°…20° к его продольной оси, при этом больший диаметр корпуса расположен под наружным кольцом, а 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 на 0,05…0,20 наружного своего диаметра, а лопасти в раскрытом положении удалены от задней кромки наружного кольца в сторону передней части корпуса ракетной части на 0,03…0,10 ширины данного кольца, в плоскости донного среза сопел блока закреплены фиксаторы в виде тонких планок в количестве, совпадающем с количеством раскрывающихся лопастей и входящие в соответствующие пазы каждой лопасти в закрытом их положении.

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

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

Задачей предлагаемого изобретения является создание ракетной части со стабилизирующим устройством реактивного снаряда с повышенной боевой эффективностью и надежностью функционирования за счет уменьшения влияния реактивной струи на снижение подъемной силы раскрывающихся лопастей стабилизирующего устройства, обеспечения требуемых аэробаллистических характеристик при минимальных геометрических параметрах раскрывающихся лопастей, улучшить характеристики кучности реактивного снаряда за счет уменьшения разброса аэродинамических характеристик, обеспечить надежную фиксацию лопастей стабилизирующего устройства в закрытом положении при заряжании и разряжании, а также в различных условиях эксплуатации.

Указанный технический результат достигается тем, что в ракетной части со стабилизирующим устройством реактивного снаряда, содержащей корпус с сопловым блоком, стабилизирующее устройство, включающее наружное кольцо с прорезями и раскрывающиеся лопасти, согласно изобретению корпус ракетной части перед стабилизирующим устройством выполнен с коническим кольцевым уступом с углом 10°…20° к его продольной оси, при этом больший диаметр корпуса расположен под наружным кольцом, а 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 на 0,05…0,20 наружного своего диаметра, а лопасти в раскрытом положении удалены от задней кромки наружного кольца в сторону передней части корпуса ракетной части на 0,03…0,10 ширины данного кольца, в плоскости донного среза сопел блока закреплены фиксаторы в виде тонких планок в количестве, совпадающем с количеством раскрывающихся лопастей, и входящие в соответствующие пазы каждой лопасти в закрытом их положении.

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

- корпуса ракетной части перед стабилизирующим устройством с коническим кольцевым уступом с углом 10°…20° к его продольной оси, у которого больший диаметр расположен под наружным кольцом - повысить подъемную силу стабилизирующего устройства за счет формирования требуемого характера обтекания задней части корпуса ракетной части. Увеличение угла конического уступа свыше 20° нецелесообразно, так как приводит к увеличению сопротивления ракетной части. Выполнение угла уступа менее 10° снижает подъемную силу стабилизирующего устройства;

- стабилизирующего устройства с дополнительным внутренним кольцом, установленным на большем диаметре корпуса ракетной части и жестко соединенным посредством плоских продольных пилонов с наружным кольцом - обеспечить равномерное устойчивое течение набегающего воздушного потока в кольцевом зазоре стабилизирующего устройства, уменьшить разброс аэробаллистических характеристик ракетной части и реактивного снаряда в целом, повысить технологичность конструкции;

- смещения наружного кольца стабилизирующего устройства относительно донного среза сопел блока и выступающим за его пределы на 0,05…0,20 наружного своего диаметра - повысить устойчивость ракетной части и реактивного снаряда за счет смещения координаты центра давления кольца, увеличить стабилизирующий момент относительно центра масс реактивного снаряда, обеспечить заданные аэробаллистические характеристики при меньших геометрических параметрах раскрывающихся лопастей стабилизирующего устройства, уменьшить сопротивление лопастей и увеличить дальность стрельбы. Смещение кольца на расстояние более 0,2 наружного диаметра приводит к уменьшению составляющей коэффициента подъемной силы стабилизирующего устройства, обусловленной кольцевым стабилизатором за счет уменьшения взаимной интерференции обоих колец. Выполнение указанного выше расстояния менее 0,05 наружного диаметра кольца приводит к снижению коэффициента подъемной силы лопастей за счет отрицательного влияния струй, истекающих из соплового блока, увеличению разброса аэробаллистических характеристик реактивного снаряда, ухудшению точности и кучности стрельбы;

- удаления лопастей в раскрытом положении от задней кромки наружного кольца в сторону передней части корпуса ракетной части на 0,03…0,10 ширины данного кольца - исключить отрицательное воздействие реактивной струи на уменьшение подъемной силы раскрывающихся лопастей стабилизирующего устройства, снизить разброс аэробаллистических характеристик реактивного снаряда и повысить тем самым точность и кучность стрельбы, повысить боевую эффективность. Увеличение расстояния от задней кромки наружного кольца до лопастей свыше 0,1 ширины наружного кольца приводит к уменьшению координаты центра давления лопастей, уменьшению момента стабилизирующего устройства относительно центра масс реактивного снаряда, ухудшению кучности стрельбы. Выполнение указанного расстояния менее 0,03 приводит к уменьшению подъемной силы раскрывающихся лопастей стабилизирующего устройства за счет воздействия реактивных струй соплового блока, ухудшению устойчивости снаряда и кучности стрельбы;

- крепления в плоскости донного среза сопел блока фиксаторов в виде тонких планок в количестве, совпадающем с количеством раскрывающихся лопастей и входящих в соответствующие пазы каждой лопасти в закрытом их положении - обеспечить фиксацию раскрывающихся лопастей стабилизатора в закрытом положении при заряжании и разряжании, а также в различных условиях эксплуатации, повысить надежность функционирования ракетной части и реактивного снаряда.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 показан общий вид ракетной части со стабилизирующим устройством и раскрытыми его лопастями, на фиг. 2 - с закрытыми лопастями.

Ракетная часть состоит из корпуса 1, соплового блока 2, стабилизирующего устройства 3, включающего наружное кольцо 4 с прорезями 5 и раскрывающиеся лопасти 6. Корпус 1 перед стабилизирующим устройством 3 выполнен с коническим кольцевым уступом 7, имеющим угол α=10°…20° к его продольной оси. Больший диаметр D1 корпуса расположен под наружным кольцом 4 с прорезями 5. Стабилизирующее устройство 3 снабжено дополнительным внутренним кольцом 8, установленным на большем диаметре D1 корпуса 1 ракетной части и жестко соединенным посредством плоских продольных пилонов 9 с наружным кольцом 4, имеющим прорези 5 для укладки раскрывающихся лопастей 6 при нахождении реактивного снаряда в транспортировочном положении.

Наружное кольцо 4 стабилизирующего устройства 3 смещено относительно донного среза сопел 10 блока 2 и выступает за его пределы на величину L1=(0,05 …0,20) D2, где D2 - наружный диаметр кольца 4. Лопасти 6 в раскрытом положении удалены от задней кромки наружного кольца 4 в сторону передней части корпуса 1 на расстояние L2=(0,03…0,10) В, где В - ширина наружного кольца 4. В плоскости донного среза сопел 10 блока 2 закреплены фиксаторы 11 в виде тонких планок в количестве, совпадающем с количеством раскрывающихся лопастей 6, и входящие в соответствующие пазы 12 каждой лопасти 6 в закрытом их положении.

Применение фиксаторов 11 в виде тонких планок в количестве, совпадающем с количеством раскрывающихся лопастей 6, и входящих в соответствующие пазы 12 каждой лопасти, обеспечивает фиксацию раскрывающихся лопастей в закрытом положении при заряжании и разряжании, а также в различных условиях эксплуатации, повышает надежность функционирования ракетной части и реактивного снаряда.

Предлагаемая ракетная часть со стабилизирующим устройством работает следующим образом.

После запуска ракетной части корпус 1 с сопловым блоком 2 и стабилизирующим устройством 3, включающим наружное кольцо 4 с прорезями 5 и раскрывающиеся лопасти 6, за счет тяги реактивных струй, истекающих из сопел 10, начинает движение в трубчатой направляющей пусковой установки. Лопасти 6 стабилизирующего устройства 3 находятся в закрытом положении между наружным кольцом 4 и внутренним кольцом 8, установленным на большем диаметре D1 корпуса 1 ракетной части и жестко соединенным посредством плоских продольных пилонов 9 с наружным кольцом 4.

После выхода из направляющей пусковой установки реактивные струи воздействуют на фиксаторы 11, входящие в пазы 12 лопастей 6, освобождая их, и лопасти через прорези 5 наружного кольца 4 раскрываются в рабочее положение.

Реактивный снаряд начинает устойчивое движение по траектории. Наличие дополнительного внутреннего кольца 8, установленного на большем диаметре корпуса 1 ракетной части и жестко соединенного с наружным кольцом 4, обеспечивает равномерное устойчивое течение набегающего воздушного потока в кольцевом зазоре стабилизирующего устройства 3, уменьшается разброс аэробаллистических характеристик ракетной части и снаряда в целом.

При обтекании конического кольцевого уступа 7 с углом 10°…20° к продольной оси корпуса 1, у которого больший диаметр расположен под наружным кольцом 4, за счет формирования требуемого характера обтекания воздушного потока повышается подъемная сила стабилизирующего устройства 3. Благодаря смещению наружного кольца 4 относительно донного среза сопел 10 блока 2 и выступающим за его пределы на L1=(0,05…0,20) D2 повышается устойчивость ракетной части и реактивного снаряда за счет смещения координаты центра давления наружного кольца 4, увеличивается стабилизирующий момент относительно центра масс-реактивного снаряда, обеспечиваются его аэробаллистические характеристики при меньших геометрических параметрах лопастей 6, уменьшается их сопротивление и увеличивается дальность стрельбы.

Удаление лопастей 6 в раскрытом их положении от задней кромки наружного кольца 4 в сторону передней части корпуса 1 ракетной части на расстояние L2=(0,03…0,10) В исключает отрицательное воздействие на них реактивных струй сопел 10, увеличивается подъемная сила лопастей, снижается разброс аэробаллистических характеристик реактивного снаряда и повышается тем самым точность и кучность стрельбы, повышается боевая эффективность реактивного снаряда.

Кроме этого, улучшаются характеристики кучности снаряда с предлагаемой ракетной частью со стабилизирующим устройством за счет уменьшения разброса коэффициента сопротивления стабилизатора, улучшения аэробаллистических характеристик снаряда и обеспечения устойчивого полета, уменьшения поперечных аэродинамических сил и их асимметрии на лопастях стабилизирующего устройства с оптимальными геометрическими параметрами раскрывающихся лопастей.

Указанный положительный эффект подтвержден летно-конструкторскими испытаниями образцов реактивных снарядов с предлагаемой ракетной частью со стабилизирующим устройством, выполненной в соответствии с предлагаемым изобретением.

Ракетная часть со стабилизирующим устройством реактивного снаряда, содержащая корпус с сопловым блоком, стабилизирующее устройство, включающее наружное кольцо с прорезями и раскрывающиеся лопасти, отличающаяся тем, что корпус ракетной части перед стабилизирующим устройством выполнен с коническим кольцевым уступом с углом 10°…20° к его продольной оси, при этом больший диаметр корпуса расположен под наружным кольцом, а 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 на 0,05…0,20 наружного своего диаметра, а лопасти в раскрытом положении удалены от задней кромки наружного кольца в сторону передней части корпуса ракетной части на 0,03…0,10 ширины данного кольца, в плоскости донного среза сопел блока закреплены фиксаторы в виде тонких планок в количестве, совпадающем с количеством раскрывающихся лопастей, и входящие в соответствующие пазы каждой лопасти в закрытом их положении.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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

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.

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.

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.

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

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.
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.

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.

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.

Группа изобретений относится к области систем управления летательными аппаратами и может быть использована в контуре управления рулевого привода ракет с широтно-импульсным методом регулирования. Задачей группы изобретений является снижение энергопотребления рулевым приводом при увеличении мощности управляющего электромагнита (УЭМ) с целью повышения его быстродействия. В предлагаемом способе регулирования номинального тока управляющего электромагнита (УЭМ) широтно-импульсный модулированный сигнал (ШИМ-сигнал) управления подвергают дополнительной модуляции, при которой после срабатывания УЭМ в соответствии с указанным сигналом управления через время t0 формируют сигнал на отключение тока в возбужденной обмотке УЭМ длительностью Тотк, по истечении которого формируют сигнал на включение тока в указанной обмотке длительностью Твкл. Цикл сигналов длительностью Тотк и Твкл повторяют до момента отключения обмотки в соответствии с сигналом управления. При этом длительность t0, Тотк и Твкл подбирают таким образом, чтобы номинальный ток был больше тока срабатывания в момент прихода якоря УЭМ на упор. Устройство для осуществления указанного способа содержит источник питания, формирователь ШИМ-сигнала управления, выход которого подключен к первому входу схемы совпадения, последовательно соединенные нагрузку в виде обмотки УЭМ и электронный ключ, управляющий вход (база транзистора) которого подключен к выходу схемы совпадения, а эмиттерный вывод - к одному из выводов источника питания. В устройство введены генератор тактовых импульсов и регулятор тока, состоящий из счетчика, выходы D3, D4, D15 которого подключены соответственно ко входам элемента ИЛИ, выход которого подключен ко второму входу схемы совпадения, и двух последовательно включенных D-триггеров, выходы «О» которых через элемент ИСКЛЮЧАЮЩЕЕ ИЛИ подключены к «RST» входу счетчика, а входы «С» D-триггеров и счетчика подключены к генератору тактовых импульсов, причем «D» вход первого D-триггера подключен к выходу формирователя ШИМ-сигнала управления, а второй вывод обмотки УЭМ подключен к другому выводу источника питания. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2016-04-10 2016-04-11T10:56:51
Наверх