Способ управления ракетой



Способ управления ракетой
Способ управления ракетой
Способ управления ракетой
Способ управления ракетой
Способ управления ракетой

 


Владельцы патента RU 2583120:

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Поволжский государственный технологический университет" (RU)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в управлении полётом ракеты. Изменяют направление потоконаправляющих поверхностей наклоном головной, хвостовой частей ракеты. Изобретение позволяет повысить аэродинамические качества ракеты. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к способам управления направлением полета ракеты.

Известен способ наведения управляемой ракеты (Пат. RU 2295690), заключающийся в использовании аэродинамических рулей.

Известен способ наведения телеуправляемой ракеты (Пат. RU 2297588), заключающийся в использовании раскрываемых после пуска аэродинамических рулей.

Недостатком известных способов является увеличение аэродинамического сопротивления при маневрировании ракеты.

Технический результат изобретения - повышение аэродинамических качеств ракеты.

Указанный технический результат достигается тем, что способ управления ракетой путем изменения направления потоконаправляющих поверхностей осуществляется наклоном головной, хвостовой или одновременно нескольких частей ракеты относительно корпуса.

Реализация способа поясняется рисунками, где:

на фиг. 1 изображена ракета в прямолинейном состоянии,

на фиг. 2 - с отклоненной головной частью,

на фиг. 3 - с отклоненными головной и хвостовой частями,

на фиг. 4 - кинематическая схема варианта исполнения механизма наклона частей ракеты при прямолинейном состоянии,

на фиг. 5 - кинематическая схема механизма наклона частей ракеты при наклоненном состоянии.

Способ управления ракетой реализуется в ракете, содержащей корпус 1, подвижные относительно корпуса головную 2 и хвостовую 3 части. Механизм наклона головной 2 и хвостовой 3 частей выполнен в виде кинематически связанных между собой и частями ракеты скошенных колец секций 4 и 5, содержащих собственные приводы 6 и 7 соответственно. Кроме того, головная часть 2 может содержать привод 8, обеспечивающий исключение разворота головной части 2 относительно корпуса 1. Аналогичный механизм наклона может быть установлен в хвостовой части 3.

Способ управления ракетой осуществляется следующим образом. При прямолинейном полете ракеты оси головной 2 и хвостовой 3 частей совпадают с осью корпуса 1 ракеты. Для изменения направления полета ракеты головная часть 2 или хвостовая часть 3 или одновременно наклоняются относительно корпуса 1. Наклон частей ракеты относительно корпуса 1 обеспечивается относительным поворотом вокруг оси секций 4 и 5 приводами 6 и 7. Механизм наклона обеспечивает две степени подвижности частями ракеты относительно корпуса, достаточных для управления ракетой в пространстве.

Данный способ позволит повысить скоростные характеристики и маневренность и как следствие более высокую вероятность прорыва ракеты к цели, кроме того, обеспечивает возможность снижения удельных нагрузок, что позволяет снизить массу и повысить живучесть ракеты. Способ может быть реализован как в ракетах, так и в реактивных подводных ракетах и в торпедах.

1. Способ управления ракетой путем изменения направления потоконаправляющих поверхностей, отличающийся тем, что управление осуществляется наклоном головной или хвостовой части ракеты относительно корпуса.

2. Способ управления ракетой по п. 1, отличающийся тем, что управление осуществляется наклоном одновременно нескольких частей ракеты относительно корпуса.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в высокоточном вооружении. Боевая часть (БЧ) с координатором цели содержит корпус с зарядом взрывчатого вещества кумулятивно-осколочного типа, парашют, источник питания, координатор цели с модулем хранения параметров цели, оптическим инфракрасным датчиком цели, магнитометрическим датчиком цели, устройством распознавания цели, устройство перемещения, автономную систему наведения с контроллером управления перемещением, навигационной системой, приемником навигационной системы, защитный кожух с тормозным устройством с парашютом и вытяжным фалом, механизм расстыковки парашюта с корпусом БЧ с координатором цели, пиропатрон.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к кассетным боевым частям боеприпасов. Кассетная боевая часть содержит корпус с зарядом взрывчатого вещества, парашют, источник питания, координатор цели, автономную систему наведения и устройство перемещения.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в сверхзвуковых крылатых ракетах. Сверхзвуковая крылатая ракета содержит планер, приборный отсек с блоками бортовой аппаратуры системы управления, сменную головку самонаведения, основное боевое снаряжение фугасного, проникающего, осколочно-фугасного типа, дополнительное боевое снаряжение с идентичными с головкой самонаведения массово-центровочными характеристиками.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к управляемым пулям. Управляемая пуля выполнена по двухступенчатой бикалиберной схеме.

Изобретение относится к боеприпасам и способам их применения, к гранатам и выстрелам для автоматических гранатометов, а также к способам стрельбы из автоматических гранатометов такими боеприпасами.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в системах наведения управляемых ракет. Задают методы совмещения трех точек, спрямления траектории наведения и пропорционального сближения наведения ракеты, ранжируют методы наведения ракеты по убывающему приоритету, формируют и сравнивают прогнозируемые и пороговые значения показателей угла места цели в момент пуска ракеты, угла пуска ракеты в вертикальной плоскости, дальности полета ракеты, скорости полета ракеты, угла пеленга ракеты, располагаемой перегрузки ракеты, угла встречи ракеты с целью, определяют границу зоны поражения ракеты, назначают выбранный метод наведения ракеты, сопровождают и измеряют координаты цели, прогнозируют показатели условия встречи ракеты с целью, выбирают метод наведения ракеты, определяют момент пуска и углы пуска ракеты, запускают ракету, наводят ракету на цель.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для управления полетом ракеты при летных испытаниях. Постоянно обследуют в течение всего отрезка времени от установки ракеты в пусковую установку до ее пуска с помощью бортового радиолокационного комплекса дистанционного зондирования Земли штатное и прогнозируемое места уничтожения ракеты в результате возможного нештатного изменения траектории полета, регистрируют в обоих местах появление несанкционированных объектов, существование которых подвергается опасности при самоликвидации ракеты, фиксируют, выявляют и идентифицируют несанкционированные объекты, одновременно вводят в программную систему управления полетом команду отсрочки момента самоликвидации, включают команду отсрочки самоликвидации ракеты или отвода ее в безопасное место, если к моменту пуска ракеты несанкционированные объекты все еще будут находиться в одном из мест ликвидации ракеты, запускают ракету, определяют текущие координаты и параметры движения ракеты, рассчитывают вероятную траекторию, формируют и передают на ракету команды на изменение траектории полета, постоянно передают на командный пункт данные о состоянии окружающей среды на трассе летных испытаний, прогнозируют возможные нештатные изменения траектории полета, приводящие к загрязнению поверхности земли, водоемов и воздуха, передают на ракету команды либо на продолжение полета к цели, либо на отклонение от траектории и уничтожение ракеты в районе с минимальным ущербом для окружающей среды.

Группа изобретений относится к способам и системам управления летательными аппаратами. В способе формирования линеаризованного сигнала на вращающейся по углу крена ракете разбивают период вращения ракеты на временные интервалы, измеряют и запоминают их длительности определенным образом.

Изобретение относится к области радиолокации, в частности к юстировочным щитам. Юстировочный щит моделирует прямые и зеркально отраженные от земли радиосигналы, идущие от ракеты и цели на конечном участке наведения.

Изобретение относится к области боеприпасов и ракетной техники, в частности к контейнерам бакового типа боевых частей ракет и боеприпасов. Контейнер бакового типа боевой части содержит обтекатель, тонкостенный корпус-бак, переднее и заднее донья, устройство для разброса и воспламенения наполнителя.

Устройство сложного перемещения (3) для соединения двух поверхностей, включающее первый рычаг (5) и второй рычаг (7), соединенные вместе с возможностью поворота с помощью первого шарнирного соединения (13), первую поверхность (35), соединенную с противоположным концом первого рычага с помощью второго шарнирного соединения, вторую поверхность (39), соединенную с противоположным концом второго рычага с помощью третьего шарнирного соединения, при этом первый рычаг (5) и второй рычаг (7) способны перемещаться, в результате чего создается сложное перемещение одной или обеих поверхностей.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к регулируемым поверхностям. Механизм навески регулируемого по положению тела на несущей части конструкции и механизм навески элемента механизации крыла для увеличения подъемной силы содержат первое передаточное звено, второе передаточное звено, третье передаточное звено, базовое соединительное звено, движущее звено, связующее звено.

Изобретение относится к авиации и касается аэродинамики органов управления летательного аппарата (ЛА). .

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к узлам навески аэродинамических поверхностей управления, например, элеронов. .

Изобретение относится к аэродинамическим органам управления летательных аппаратов, в частности к элеронам с пружинными сервокомпенсаторами. .

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано на самолетах как с прямым, так и со стреловидным крылом. .

Заявленное изобретение относится к способам определения угла крена бесплатформенной инерциальной навигационной системы вращающегося по крену артиллерийского снаряда. Для определения угла крена измеряют угловые скорости снаряда в связанной со снарядом вращающейся по крену системе координат, демодулируют угловые скорости, перпендикулярные продольной оси снаряда, углом крена с поправкой. Поправку определяют как предварительное и последующее корректируемое значение. Предварительное значение определяют по фазе между средними сглаженными значениями интегралов демодулированных угловых скоростей. Последующее значение определяют по интегралу угловой скорости разворота снаряда по рысканию с определенным коэффициентом. Обеспечивается повышение точности определения угла крена, тангажа и рыскания снаряда. 1 з.п. ф-лы, 10 ил.
Наверх