Способ отделения маршевой ступени летательного аппарата и устройство для его осуществления

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.

 

Предлагаемая группа изобретений относится к военной технике, в частности к области ракетной техники.

При запуске летательного аппарата (ЛА) с отделяемым двигателем, например реактивного снаряда или ракеты, необходимо обеспечение надежного отделения двигателя от маршевой ступени после завершения его работы. Недопустимо как раннее отделение двигателя, когда его топливо еще не выгорело и возможен догон и удар двигателем по корме маршевой ступени, так и позднее отделение двигателя, при котором топливо полностью выгорело, а разделения еще нет, что приводит к потере скорости ЛА из-за увеличенного лобового сопротивления, вызванного наличием ненужных для дальнейшего полета аэродинамических элементов (двигателя).

Известен способ отделения маршевой ступени снаряда от двигателя, в котором при пуске реактивного снаряда на стартовом участке траектории полета за счет осевого (продольного) ускорения снаряда при работающем двигателе цепь запуска электровоспламенителя механизма разделения ступеней механически удерживают в разомкнутом состоянии, а в конце работы двигателя его тяга обнуляется и продольное ускорение снаряда меняет знак на обратный за счет торможения снаряда силами лобового сопротивления. При этом формируют электрическую цепь, по которой подают напряжение на электровоспламенитель механизма разделения ступеней, который срабатывает и происходит отделение маршевой ступени от двигателя, патент РФ №2167388, публикация 20.05.2001, кл. МПК F42B 15/10 [1].

Данный способ реализован в ЛА с отделяемым двигателем, содержащем маршевую ступень и пристыкованный к ней двигатель с механизмом разделения ступеней, перед которым параллельно продольной оси снаряда установлен исполнительный механизм дистанционного инерционного действия, выполненный в виде токонепроводящего корпуса с неподвижной контактной группой, токопроводящего инерционного тела, запираемого силовой пружиной в сторону механизма разделения ступеней, при этом инерционное тело выполнено в виде цилиндра с внутренним конусным отверстием, переходящим в цилиндр, причем масса инерционного тела и силовая пружина рассчитаны из условия срабатывания при продольном ускорении, определяемом по формуле

где F m = d - продольное ускорение ЛА;

F - рабочее усилие пружины в момент замыкания;

m - масса инерционного тела;

XM - сила лобового сопротивления маршевой ступени в момент отделения двигателя;

GM - масса маршевой ступени в момент отделения двигателя;

Xd - сила лобового сопротивления двигателя в момент отделения маршевой ступени;

Gd - масса двигателя в момент отделения маршевой ступени [1].

Значительная неопределенность исходных данных, сил лобового сопротивления XM и Xd, технологические разбросы масс маршевой ступени и двигателя GM и Gd не позволяют установить обоснованные требования к элементам исполнительного механизма инерциального действия, обеспечивающие его надежное срабатывание в оптимальный момент времени, что может привести как к преждевременному, так и задержанному срабатыванию.

В пусках ЛА исполнительный механизм дистанционного инерционного действия будет срабатывать до окончания работы двигателя t0дв. Момент срабатывания исполнительного механизма дистанционного инерционного действия t0им является моментом выдачи сигнала на механизм разделения ступеней tPC, tPC=t0им. Но т.к. возможно | t 0 и м t 0 д в | > 0 , строго не обеспечивается соответствие момента выдачи сигнала на механизм разделения ступеней tPC моменту окончания работы двигателя t0дв, что может привести к раннему срабатыванию механизма разделения ступеней, догону и удару двигателем по корме маршевой ступени.

Исключить данную ситуацию можно, если сигнал на механизм разделения ступеней формировать при полном выгорании топлива двигателя и завершении падения тяги двигателя, что соответствует наименьшему значению величины продольного ускорения ЛА и смене знака производной продольного ускорения ЛА с отрицательного на положительный.

Также возможна нештатная ситуация при подготовке и проверках ЛА перед пуском. Например, от случайного удара, падения сработает исполнительный механизм дистанционного инерционного действия, вследствие чего произойдет разделение ступеней при подготовке к пуску в момент задействования источников питания на борту ЛА.

Поэтому задачей предлагаемой группы изобретений является устранение указанных выше недостатков, а именно: исключение нештатного разделения ступеней во время предстартовых проверок и подготовок ЛА, обеспечение надежного срабатывания механизма разделения ступеней ЛА в момент завершения падения тяги двигателя, т.е. в момент достижения величины продольного ускорения ЛА минимального значения, изменения отрицательного знака производной продольного ускорения на положительный и отделение маршевой ступени от двигателя без соударения.

В способе отделения маршевой ступени ЛА от двигателя, включающем механическое удержание в разомкнутом состоянии цепи запуска электровоспламенителя механизма разделения ступеней при пуске ЛА на стартовом участке траектории полета за счет продольного ускорения ЛА при работающем двигателе, формирование электрической цепи запуска электровоспламенителя механизма разделения ступеней в конце работы двигателя, подачу напряжения на электровоспламенитель механизма разделения ступеней, его срабатывание и отделение маршевой ступени от двигателя, поставленная задача достигается тем, что на борту ЛА в процессе полета измеряют величину продольного ускорения d и определяют скорость его изменения во времени, фиксируют момент t0 смены знака производной продольного ускорения с отрицательного на положительный, в момент t0 замыкают электрическую цепь запуска электровоспламенителя механизма разделения ступеней.

В ЛА с отделяемым двигателем, содержащем маршевую ступень и пристыкованный к ней двигатель с механизмом разделения ступеней, снабженным электровоспламенителем, при этом 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, при этом инерционное тело выполнено в виде цилиндра с внутренним конусным отверстием, переходящим в цилиндр, поставленная задача достигается тем, что маршевая ступень дополнительно оснащена последовательно соединенными датчиком линейных ускорений, ориентированным осью чувствительности параллельно продольной оси ЛА, аналогово-цифровым преобразователем и вычислителем, а в разрыв электрической цепи между исполнительным механизмом дистанционного инерционного действия и электровоспламенителем механизма разделения ступеней установлен управляемый вычислителем ключ, первый вход которого соединен с выходом вычислителя, второй вход - с выходом исполнительного механизма дистанционного инерционного действия, а выход - со входом электровоспламенителя механизма разделения ступеней, при этом масса инерционного тела и силовая пружина рассчитаны из условия срабатывания инерционного тела при значениях продольного ускорения

где dудерж - продольное ускорение, развиваемое двигателем во время его работы, минимально достаточное для механического удержания цепи запуска электровоспламенителя механизма разделения ступеней.

Технический результат обеспечивается за счет того, что в способе отделения маршевой ступени ЛА от двигателя на борту ЛА в процессе полета измеряют величину продольного ускорения d и определяют скорость его изменения во времени, фиксируют момент t0 смены знака производной продольного ускорения с отрицательного на положительный, в момент t0 замыкают электрическую цепь запуска электровоспламенителя механизма разделения ступеней.

Для этого маршевая ступень дополнительно оснащена последовательно соединенными датчиком линейных ускорений, ориентированным осью чувствительности параллельно продольной оси ЛА, аналогово-цифровым преобразователем и вычислителем, а в разрыв электрической цепи между исполнительным механизмом дистанционного инерционного действия и электровоспламенителем механизма разделения ступеней установлен управляемый вычислителем ключ, первый вход которого соединен с выходом вычислителя, второй вход - с выходом исполнительного механизма дистанционного инерционного действия, а выход - со входом электровоспламенителя механизма разделения ступеней, при этом масса инерционного тела и силовая пружина рассчитаны из условия срабатывания инерционного тела при значениях продольного ускорения

0<d<dудерж,

где dудерж - продольное ускорение, развиваемое двигателем во время его работы, минимально достаточное для механического удержания цепи запуска электровоспламенителя механизма разделения ступеней.

Данное техническое решение поясняется чертежом.

На чертеже схематически приведена блок-схема ЛА с отделяемым двигателем, где:

1 - летательный аппарат;

2 - маршевая ступень;

3 - АЦП;

4 - датчик линейных ускорений;

5 - вычислитель;

6 - исполнительный механизм дистанционного инерционного действия;

7 - ключ;

8 - электровоспламенитель;

9 - механизм разделения ступеней;

10 - двигатель.

В маршевой ступени (2) параллельно продольной оси ЛА установлен исполнительный механизм дистанционного инерционного действия (6), выход которого соединен со вторым входом ключа (7), разомкнутом в исходном состоянии. При пуске ЛА (1) на стартовом участке траектории полета блок (6) отслеживает величину перегрузки, действующей на ЛА, и за счет продольного ускорения ЛА при работающем двигателе (10) механически удерживает в разомкнутом состоянии цепь, по которой формируется напряжение на выходе блока (6). Конструкция блока (6) выполнена в виде токонепроводящего корпуса с неподвижной контактной группой, токопроводящего инерционного тела, запираемого силовой пружиной в сторону механизма разделения ступеней, при этом инерционное тело выполнено в виде цилиндра с внутренним конусным отверстием, переходящим в цилиндр.

До старта и на начальном участке полета ЛА последовательно установленные исполнительный механизм дистанционного инерционного действия (6) и ключ (7) на разных физических принципах надежно блокируют подачу сигнала на электровоспламенитель (8) и нештатное срабатывание механизма разделения ступеней (9). Кроме того, как показано выше, массу инерционного тела и его силовую пружину невозможно однозначно рассчитать по формуле (1). Поэтому условие срабатывания блока (6) для расчета массы инерционного тела и силовой пружины определены по условию (2) в достаточно широком диапазоне продольного ускорения d, от 0 до dудерж.

В конце работы двигателя (10) в момент t0дв его тяга падает и продольное ускорение ЛА меняет знак на обратный за счет торможения ЛА силами лобового сопротивления. Наиболее надежное и безопасное отделение двигателя (10) должно осуществляться в момент t0 наименьшего значения величины продольного ускорения ЛА и изменения отрицательного знака производной продольного ускорения ЛА на положительный.

Вдоль продольной оси ЛА в маршевой ступени (2) установлен датчик линейных ускорений (4), который в процессе полета ЛА измеряет продольное ускорение и на выходе формирует пропорциональный продольному ускорению аналоговый сигнал. Выход блока (4) соединен с АЦП (3), преобразующим для последующих вычислений аналоговый сигнал в цифровой, который поступает в вычислитель (5). Блок (5) на каждом текущем временном шаге определяет значение производной продольного ускорения ЛА и сравнивает его со значением производной продольного ускорения на предыдущем временном шаге. При этом выход вычислителя (5) подключен к первому входу (входу управления) ключа (7), на втором входе которого действует напряжение с выхода исполнительного механизма дистанционного инерционного действия (6). Ключ (7) разомкнут. Согласно условию (2) масса инерционного тела и силовая пружина исполнительного механизма дистанционного инерционного действия (6) рассчитаны таким образом, что блок (6) срабатывает и замыкается при значении d>0.

По мере выгорания топлива двигателя и падения его тяги уменьшается скорость ЛА, а величина продольного ускорения становится отрицательной вследствие торможения ЛА набегающим потоком воздуха.

В момент t0, когда топливо двигателя полностью выгорело и производная продольного ускорения ЛА меняет знак с отрицательного на положительный, блок (5) формирует сигнал, поступающий на первый вход ключа (7), который замыкается. К этому моменту исполнительный механизм дистанционного инерционного действия (6) уже сработал, на втором входе ключа (7) присутствует напряжение и формируется электрическая цепь, по которой с выхода ключа (7) подается напряжение на электровоспламенитель (8) механизма разделения ступеней (9). Блок (9) срабатывает, и происходит отделение маршевой ступени (2) от двигателя (10). Таким образом исключается подача напряжения на блок (8) до окончания работы двигателя.

В предлагаемом устройстве исполнительный механизм дистанционного инерционного действия (6), механизм разделения ступеней (9), электровоспламенитель (8), двигатель (10) могут быть выполнены, например, аналогично блокам прототипа [1]. В качестве ключа (7) может быть применен, например, полевой транзистор SI4401.

В качестве блока (4) может быть применен, например, датчик линейных ускорений ADXL150 фирмы Analog Devises (США).

Вычислитель (5) может быть выполнен, например, на процессоре ATMEGA128, АЦП (3) - на микросхеме К1107 ПВ1.

Таким образом, использование предлагаемых способа отделения маршевой ступени летательного аппарата от двигателя и устройства для его осуществления позволяет:

- исключить нештатное разделение двигателя и маршевой ступени при подготовке и проверках ЛА перед пуском;

- осуществлять отделение маршевой ступени от двигателя не ранее окончания его работы и полного выгорания топлива без последующего догона и удара по корме маршевой ступени.

1. Способ отделения маршевой ступени летательного аппарата (ЛА), включающий механическое удержание в разомкнутом состоянии цепи запуска электровоспламенителя механизма разделения ступеней при пуске ЛА на стартовом участке траектории полета за счет продольного ускорения ЛА при работающем двигателе, формирование электрической цепи запуска электровоспламенителя механизма разделения ступеней в конце работы двигателя, подачу напряжения на электровоспламенитель механизма разделения ступеней, его срабатывание и отделение маршевой ступени от двигателя, отличающийся тем, что на борту ЛА в процессе полета измеряют величину продольного ускорения d и определяют скорость его изменения во времени, фиксируют момент t0 смены знака производной продольного ускорения с отрицательного на положительный, в момент t0 замыкают электрическую цепь запуска электровоспламенителя механизма разделения ступеней.

2. ЛА с отделяемым двигателем, содержащий маршевую ступень и пристыкованный к ней двигатель с механизмом разделения ступеней, снабженным электровоспламенителем, при этом 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, при этом инерционное тело выполнено в виде цилиндра с внутренним конусным отверстием, переходящим в цилиндр, отличающийся тем, что маршевая ступень дополнительно оснащена последовательно соединенными датчиком линейных ускорений, ориентированным осью чувствительности параллельно продольной оси ЛА, аналогово-цифровым преобразователем и вычислителем, а в разрыв электрической цепи между исполнительным механизмом дистанционного инерционного действия и электровоспламенителем механизма разделения ступеней установлен управляемый вычислителем ключ, первый вход которого соединен с выходом вычислителя, второй вход - с выходом исполнительного механизма дистанционного инерционного действия, а выход - со входом электровоспламенителя механизма разделения ступеней, при этом масса инерционного тела и силовая пружина рассчитаны из условия срабатывания инерционного тела при значениях продольного ускорения
0<d<dудерж,
где dудерж - минимальное продольное ускорение, развиваемое двигателем во время его работы, достаточное для механического удержания цепи запуска электровоспламенителя механизма разделения ступеней.



 

Похожие патенты:

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.

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 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.

Предложен адаптивный цифровой спектральный селектор цели. Он содержит оптико-электронный следящий гирокоординатор с тремя каналами спектроделения оптического излучения, тремя фотоприемниками, тремя импульсными усилителями с однократным дифференцированием, выходы которых подключены к амплитудным детекторам, а выходы детекторов к схеме сравнения уровней, или вычислителям отношений уровней, а выходы схемы сравнения, или вычислителей отношений - к схеме определения и формирования "стробов" принадлежности сигналов цели или помехе. При этом в каждый канал введены последовательно соединенные корректоры сигналов в виде дифференцирующего устройства второго дифференцирования и бинарного квантователя, управляемые кодом делители напряжений, компараторы и анализаторы с переменными логическими переключательными функциями. Также введен задатчик коэффициентов деления делителей и логических функций анализаторов, причем первый выход задатчика подключен к входу управления делителей, а второй к входу задания логических функций анализаторов. 4 ил.

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.

Наверх