Беспилотный летательный аппарат (варианты) и способ его работы

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 вооружению.

Известны крылатые ракеты, например, «Томагавк», см. интернет-ресурс Википедия, «Томагавк». Крылатая ракета представляет собой обычный самолет и летит по законам аэродинамики.

Для снижения заметности ракета летит на предельно малой высоте. Однако она, тем не менее, хорошо заметна на доплеровском радиолокаторе при виде сверху (с самолета), так как выполнена из металла. А также ракета имеет достаточно сильное инфракрасное излучение, особенно с задней полусферы. Но и передние кромки крыльев и воздухозаборник также имеют достаточно сильное инфракрасное излучение низкого потенциала.

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

Для этого сделана ставка не на скорость аппарата - скорость аппарата не спасет его от зенитной ракеты, от ракеты класса «воздух-воздух» или от переносного зенитно-ракетного комплекса (ПЗРК), хотя и несколько уменьшит вероятность поражения зенитной артиллерией малого калибра. Лучше применить сравнительно тихоходный аппарат, но обладающий минимальной заметностью. Кроме того, известно, что чем меньше скорость самолета, тем больше будет его дальность при том же количестве топлива. К тому же к.п.д. винта или пропфэна на скоростях до 600 км/ч больше, чем у двухконтурного двигателя.

Малая скорость также позволит до предела уменьшить высоту полета над рельефом местности, что сделает аппарат еще менее заметным.

ВАРИАНТ 1. Данный аппарат имеет, как обычно, корпус, крыло и двигатель, но корпус аппарата, в том числе баки для топлива, выполнен из радиопрозрачного материала, ракета имеет воздушно-винтовой движитель, все радионепрозрачные элементы ракеты закрыты кожухом стелс-формы, причем аппарат имеет индикатор радиолокационного облучения, и имеет электродвигатель или электродвигатели воздушного винта, а выхлоп и воздушный поток системы охлаждения двигателя направлены вниз или вниз-назад, и имеет теплоизолирующие продольные створки выхлопа, имеющие возможность закрываться.

Так как основную опасность для аппарата представляют радары самолетов противника, то стелс-форма имеет плоскую или состоящую из двух-трех продольных плоскостей, боковые из которых наклонены вбок, верхнюю поверхность и имеет овальную или граненую нижнюю поверхность в виде усеченной пирамиды, или усеченного конуса, или эллипсоида (форма кожуха подбирается по минимальной сигнатуре).

В качестве материала корпуса аппарата нельзя применять никакие металлические или углепластиковые детали, рекомендуется композитный материал на основе волокон зайлон, дайнима, вектран и т.п.

Следует отметить две особенности, которые позволят предельно уменьшить заметность аппарата. Во-первых, следует применить сравнительно медленно вращающийся воздушный винт (окружная скорость концов лопастей 180-200 м/с). Такой винт имеет более высокий к.п.д. и малый динамический нагрев.

Воздушный винт желательно применять соосный «полуторавинтовой» по пат. №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.

Во-вторых, следует применить управление «регрессивная флюгерная утка» по патенту №2410286. Такое управление дает максимальную подъемную силу, и, что очень важно, его электрический привод будет расположен в носу ракеты, то есть там, где будет находиться кожух стелс-формы, и оно будет спрятано в этом кожухе. Впрочем, возможна компоновка с толкающим винтом. Тогда управление передним горизонтальным оперением (ПГО) следует организовать с помощью радиопрозрачных тросов. Очень большим достоинством любой «утки» является управление по высоте без просадки, что очень важно для самолета, летящего на предельно малой высоте.

Впрочем, можно применить и классическую компоновку при условии, что рулевые машинки будут расположены в стелс-кожухе, а в тросовой проводке к рулям все детали будут из композита или керамики. При этом для повышения аэродинамического качества следует выбрать компоновку с минимальной продольной устойчивостью - так, чтобы задние стабилизаторы создавали существенную подъемную силу.

Электродвигатель или электродвигатели (для надежности и для симметричности их может быть два или более) и основной двигатель аппарата (турбовинтовой или цилиндровый) соединены с воздушным винтом особым способом - электродвигатель или электродвигатели через управляемую муфту (например, фрикционную), а основной двигатель - через управляемую или обгонную муфту (при этом ведомым диском может быть один и тот же диск для обеих муфт).

Для предупреждения нагрева электродвигателя он должен быть расположен впереди основного двигателя.

Для экранирования инфракрасного излучения воздухозаборника он может быть закрыт горизонтальными жалюзи, состоящими из профилей синусоиды в диапазоне 270-450 градусов, при условии, что направление синусоиды совпадает с направлением полета.

Есть еще один нюанс - конструкция электродвигателя такова, что он имеет возможность работать как электрогенератор.

Для компактного хранения крылья аппарата могут складываться, причем несимметрично: одно внизу как низкоплан, другое вверху как верхнеплан.

ВАРИАНТ 2. Важны не только радиолокационная и инфракрасная малозаметность, но не помешает иметь и малую визуальную и тепловизионную заметность.

Для этого данный аппарат, как обычно, имеет корпус, крыло и двигатель, но силовой набор корпуса аппарата выполнен из радиопрозрачного материала, обшивка, в том числе топливных баков, выполнена из прозрачной в видимом и/или инфракрасном диапазонах пленки, а все радионепрозрачные элементы аппарата закрыты кожухом стелс-формы, причем силовой набор корпуса и чехол стелс-формы имеют камуфляжную окраску, а выхлоп и воздушный поток системы охлаждения двигателя направлены вниз или вниз-назад и имеют теплоизолирующие продольные створки, имеющие возможность закрываться, а также аппарат имеет индикатор радиолокационного облучения и имеет электродвигатель или электродвигатели воздушного винта.

То есть такой аппарат при взгляде сверху будет почти невидим. Прозрачная пленка будет пропускать видимое и инфракрасное излучение местности, а малоразмерный камуфлированный кожух стелс-формы будет заметен только с ближнего расстояния.

Несмотря на это применять данные аппараты желательно только ночью.

У пленки, правда, есть свой недостаток - она блестит на солнце.

СПОСОБ РАБОТЫ АППАРАТА. Работает аппарат по обоим вариантам так: поскольку он по сути - самолет, то, как и существующие крылатые ракеты, летит, используя крылья и огибая рельеф местности. Инфракрасное излучение двигателя направлено в основном вниз и становится незаметным с дистанции 200-300 метров.

Обнаружив мощное облучение радиолокатором противника, аппарат (его процессор) выключает основной двигатель, закрывает теплоизолирующие продольные створки, и включает электродвигатель (электродвигатели), отключив муфту основного двигателя и включив муфту электродвигателя. Электродвигатель при этом некоторое время работает без охлаждения (к.п.д. современных электродвигателей достигает 99%, и они почти не нагреваются). Пролетев заданное расстояние или заданное время, ракета открывает створки и с помощью этого же электродвигателя запускает основной двигатель ракеты (то есть электродвигатель работает как стартер), включив обе муфты. После запуска основного двигателя муфты остаются включенными, и электродвигатель начинает работать как электрогенератор, подзаряжая аккумулятор. Зарядив аккумулятор, аппарат отключает муфту электродвигателя и продолжает полет с помощью основного двигателя. Оптимальная мощность электродвигателя (электродвигателей) - около 20% от мощности основного двигателя.

Далее возможны два варианта. Либо аппарат перед целью включает все двигатели, а основной двигатель - на форсажный режим (для чего может иметься специальное форсажное топливо, например бензин с нитроглицерином), его скорость несколько увеличивается, и аппарат совершает полет по крутой спирали, чтобы избежать поражения зенитной артиллерией. Либо аппарат отключает основной двигатель, закрывает створки и включает электродвигатель, став бесшумным и инфракрасно невидимым. Но радиолокатор с такого близкого расстояния его, к сожалению, обнаружит.

1. Беспилотный летательный аппарат, содержащий корпус, крыло и двигатель, отличающийся тем, что корпус аппарата, в том числе баки для топлива, выполнен из радиопрозрачного материала, аппарат имеет воздушно-винтовой движитель, все радионепрозрачные элементы аппарата закрыты кожухом стелс-формы, причем аппарат имеет индикатор радиолокационного облучения, и имеет электродвигатель или электродвигатели воздушного винта, а выхлоп и воздушный поток системы охлаждения двигателя направлены вниз или вниз-назад, и имеет теплоизолирующие продольные створки выхлопа, имеющие возможность закрываться.

2. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что стелс-форма имеет плоскую или состоящую из двух-трех продольных плоскостей, боковые из которых наклонены вбок, верхнюю поверхность и имеет овальную или граненую нижнюю поверхность в виде усеченной пирамиды, или усеченного конуса, или эллипсоида.

3. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что электродвигатель или электродвигатели и основной двигатель аппарата соединены с воздушным винтом следующим способом - электродвигатель или электродвигатели - через управляемую муфту, например фрикционную, а основной двигатель - через управляемую или обгонную муфту.

4. Аппарат по п.3, отличающийся тем, что ведомым диском является один и тот же диск для обеих муфт.

5. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что для экранирования инфракрасного излучения воздухозаборника он закрыт горизонтальными жалюзи, состоящими из профилей синусоиды в диапазоне 270-450 градусов, при условии, что направление синусоиды совпадает с направлением полета.

6. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что конструкция электродвигателя такова, что он имеет возможность работать как электрогенератор.

7. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что крылья аппарата складываются, причем несимметрично: одно внизу, другое вверху.

8. Беспилотный летательный аппарат, содержащий корпус, крыло и двигатель, отличающийся тем, что силовой набор корпуса аппарата выполнен из радиопрозрачного материала, обшивка, в том числе топливных баков, выполнена из прозрачной в видимом и/или инфракрасном диапазонах пленки, а все радионепрозрачные элементы аппарата закрыты кожухом стелс-формы, причем силовой набор корпуса и чехол стелс-формы имеют камуфляжную окраску, а выхлоп и воздушный поток системы охлаждения двигателя направлены вниз или вниз-назад и имеют теплоизолирующие продольные створки, имеющие возможность закрываться, а также аппарат имеет индикатор радиолокационного облучения и имеет электродвигатель или электродвигатели воздушного винта.

9. Способ работы беспилотного летательного аппарата, отличающийся тем, что, обнаружив облучение радиолокатором противника, аппарат выключает основной двигатель, закрывает теплоизолирующие продольные створки и включает электродвигатель (электродвигатели), отключив муфту основного двигателя и включив муфту электродвигателя или электродвигателей.



 

Похожие патенты:

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.

Изобретение относится к области вооружения, а именно к реактивным боеприпасам. Активно - реактивный снаряд стартует из пусковой трубы, заглушенной с донной части.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к корпусу боевого элемента с раскрывающимся стабилизатором. Корпус содержит цилиндрическую наружную оболочку.

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.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для снижения площадей районов падения отделяющихся частей (ОЧ) ракет космического назначения (РКН).

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.

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 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.

Ракета // 2613391
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в малогабаритных ракетах с отделяемой стартовой ступенью. Технический результат - упрощение конструкции ракеты при повышении надежности ее работы. Ракета содержит маршевую ступень, зафиксированную в переходном шпангоуте разрушаемыми элементами, отделяемую стартовую ступень с двигателем, скрепленным с переходным шпангоутом накидной гайкой, поршень и обтекатель. При этом накидная гайка снабжена контргайкой, выполненной с охватом обтекателя. Поршень закреплен в кормовой части маршевой ступени и скреплен с переходным шпангоутом разрушаемыми элементами. Переходный шпангоут снабжен перфорациями в виде продольных каналов, образующих с внутренней полостью переходного шпангоута, кормовой частью маршевой ступени и двигателем накопительную камеру. Эта камера сообщена с атмосферой каналами воздухозаборников. Каждый из этих каналов выполнен в виде диффузора и установлен с упором во внутреннюю часть обтекателя, снабженного сквозным пазом. Паз выполнен с охватом воздухозаборника и расположен от заднего торца к круговой выемке с плоским дном на внешней поверхности обтекателя. На каждом воздухозаборнике установлена гайка с упором в плоское дно круговой выемки. Фронтальная часть каждого воздухозаборника снабжена радиусной выемкой, переходящей в плоскую лыску, ширина которой не меньше входной части диффузора и расположенную перпендикулярно продольной оси ракеты. На кормовой части маршевой ступени подвижно установлен аэродинамический конус. Он отжат распорной гайкой от торца переходного шпангоута, который объединен с аэродинамическим конусом зацепом, выполненным в виде раздельных секций. Эти секции равномерно размещены с охватом маршевой ступени и удерживаются от угловых перемещений жесткими выступами. 7 ил.

Предлагаемая группа изобретений относится к области ракетной техники и может быть использована в малогабаритных зенитных и противотанковых ракетах. Бикалиберная ракета (вариант 1) содержит разгонный двигатель и механически связанный с ним переходной обтекатель, телескопически установленные на кормовую часть маршевой ступени. Маршевая ступень и двигатель связаны между собой разрывным винтом, усилие разрыва которого меньше усилия разрушения механической связи между двигателем и переходным обтекателем и больше усилия от перегрузок, действующих на маршевую ступень при эксплуатации, а также меньше разности аэробаллистических сил, действующих на разгонный двигатель и подкалиберную маршевую ступень в полете в конце разгона. Бикалиберная ракета (вариант 2) содержит разгонный двигатель, телескопически соединенный с подкалиберной маршевой ступенью. Маршевая ступень и разгонный двигатель связаны между собой стыковочным узлом, выполненным в виде штока, закрепленного на торце маршевой ступени и установленного во втулку, закрепленную в донной части телескопического соединения двигателя. Шток и втулка зафиксированы между собой штифтом, сила срезания которого больше силы, действующей на маршевую ступень при эксплуатации, и меньше силы, действующей на маршевую ступень в процессе разгона, а между торцами маршевой ступени и двигателя образованы зазоры, величины которых не менее хода, необходимого для срезания штифта. Изобретение позволяет повысить надежность демпфирования возмущений маршевой ступени ракеты при разделении и упростить конструкцию ракет. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Группа изобретений относится к управляемому стратегическому вооружению, в частности к сверхзвуковым летательным аппаратам и способам реализации их полета. Сверхзвуковой летательный аппарат содержит стартовый двигатель с механизмом разделения ступеней, маршевую ступень с планером и с функциональными блоками. Маршевая ступень помещена в защитный обтекатель, раскрывающийся при отделении двигателя. Планер маршевой ступени выполнен по самолетной схеме «низкоплан» с элементами вертикального оперения, обеспечивающими устойчивость планера по крену. Оперение заневоленно защитным обтекателем. Способ реализации полета сверхзвукового летательного аппарата заключается в использовании программируемой амплитуды рикошетирования. На этапе погружения в атмосферу изменение вектора аэродинамической силы осуществляют путем выбора оптимального угла атаки. Запуск летательного аппарата осуществляют с установки под траекторным углом от 50 до 85° к горизонту. Летательный аппарат выводят по баллистической траектории в разреженные слои атмосферы на высоты от 50 до 70 км. Достигается уменьшение аэродинамических нагрузок. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к системам соединения разделяемых частей летательных аппаратов. Технический результат - повышение сдвигоустойчивости узла соединения при длительных знакопеременных нагрузках с одновременной возможностью его распадения - отделения. Узел соединения содержит стыковочные фитинги, расположенные оппозитно друг к другу, и узлы крепления. Узлы крепления выполнены с возможностью распадения, а оси перпендикулярны плоскости стыковки фитингов. На одном фитинге в плоскости стыка выполнены кольцевые зубья в виде равнобедренного треугольника в поперечном сечении, вертикальная ось которых параллельна оси узла крепления, а поверхность контактирует с поверхностью кольцевого углубления, выполненного прессовкой стыковочных фитингов. Фитинг с кольцевым углублением выполнен из материала с меньшей твердостью, чем материал фитинга с кольцевым зубом. Отношение длины основания равнобедренного треугольника поперечного сечения кольцевого зуба к его высоте находится в интервале 0,52-1,3. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Группа изобретений относится к газодинамическому управлению ракетой или снарядом. Система гидрогазодинамического управления ракетой или снарядом включает по меньшей мере один исполнительно-приводной элемент, соединенный прямо или косвенно по меньшей мере с одним общим исполнительно-приводным механизмом для обеспечения создания усилия для приведения в действие, передаваемого через общий исполнительно-приводной механизм. В способе гидрогазодинамического управления усилие для приведения в действие передается по меньшей мере через один рычажно-тяговый механизм по меньшей мере одной управляющей поверхности для гидрогазодинамического управления, прямо или косвенно соединенной с ним. Техническим результатом группы изобретений является минимизация динамического сопротивления, улучшение маневренности и увеличение дальности действия ракеты или снаряда. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 8 ил.

Группа изобретений относится к вариантам выполнения крылатой ракеты для поражения преимущественно наземных целей. Технический результат – повышение эффективности поражения целей крылатой ракетой. Крылатая ракета по одному варианту содержит фюзеляж, крыло, турбореактивный двигатель и несколько суббоеприпасов - управляемых или свободнопадающих бомб. Компьютер системы наведения упомянутой ракеты предусматривает программу ее пролета над несколькими целями в несколько заходов. Предусмотрена возможность подбора целей, расположенных примерно на прямой линии. Предусмотрена программа для свободнопадающих с малых высот бомб с поправками траектории их полета в расчете на выброс упомянутых бомб под заданным к горизонтали углом или вниз с дозированной скоростью, или с торможением - в зависимости от вида цели. По другому варианту крылатая ракета включает гиростабилизированные двухплоскостной радиопеленгатор и двухплоскостной инфракрасный пеленгатор. Кроме того, имеются бомбоотсеки с двумя люками сверху и снизу и устройство для подбрасывания верх находящихся внутри бомбоотсеков противорадиолокационных и инфракрасных ракет, являющихся суббоеприпасами. Имеется также устройство для сбрасывания суббоеприпасов - ракет вниз. При запасе суббоеприпасов большем, чем количество встреченных целей, предусмотрена возможность сбрасывания суббоеприпасов в виде бомб. Для последнего случая предусмотрена возможность отключения двигателей ракет, сохранения рулей ракет в нейтральном положении, не взведенного положения бесконтактных взрывателей и взведенного положения контактных взрывателей. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 2 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.

Наверх