Средства воздействия, например улучшения аэродинамических свойств снарядов или реактивных снарядов; приспособления снарядов или реактивных снарядов для стабилизации, управления, увеличения или уменьшения дальности полета или торможения падения – F42B 10/00

Предлагаемое изобретение относится к оборонной технике, а более конкретно к комплексам вооружения. Комплекс вооружения содержит пулю со стабилизатором, размещенную в пусковой трубе. Задняя часть пули выполнена в виде стабилизатора, жестко закрепленного на корпусе стартового двигателя пули. Стабилизатор представляет собой аэродинамическую юбку. Юбка упругодеформирована с возможностью обеспечения размещения в пусковой трубе. Диаметр большего основания юбки в раскрытом состоянии больше внутреннего диаметра пусковой трубы. Достигается обеспечение необходимой степени статической устойчивости пули при полете с числами Маха больше единицы. 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к артиллерии, боеприпасам, в частности к способу уменьшения донного сопротивления снаряда или пули. Тело имеет один канал, связывающий боковую поверхность и донную часть тела. Тело обладает преимущественно оживальной или заостренной носовой часть. Способ уменьшения донного сопротивления тела в форме снаряда или пули заключается в том, что при полете тела обеспечивается разряжение в его донной части, с отсосом среды, в том числе пограничного слоя, с боковой поверхности данного тела в его донную часть через упомянутый канал. Достигается уменьшение донного сопротивления снаряда или пули. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Группа изобретений относится к области устройств для улучшения управления ракетами или реактивными снарядами, а именно к устройствам управления ракетой или реактивным снарядом, например малого калибра. Устройство управления ракетой или реактивным снарядом имеет основную боковую поверхность с носом на уровне одного из ее концов и средства инициирования пороха. Устройство содержит полость, определяющую камеру сгорания и заполненную взрываемым порохом. Взрываемый порох содержит нанотермиты. Реактивный снаряд или ракета содержит устройство управления ракетой или реактивным снарядом. Достигается улучшение управления ракетами или реактивными снарядами. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области военной техники, а именно к системе угловой стабилизации вращающегося снаряда. Система угловой стабилизации вращающегося снаряда содержит измеритель угловых отклонений с чувствительным элементом, блок преобразования сигналов и исполнительный орган. Измеритель угловых отклонений содержит чувствительный элемент, механически связанный с приводом и устройством съема сигнала. Чувствительный элемент выполнен в виде несимметричного ротора с одной угловой степенью свободы. Ротор подвешен в опоре, жестко связанной с корпусом вращающегося снаряда, с расположением оси опоры перпендикулярно продольной оси снаряда. Устройство съема сигнала выполнено в виде двух датчиков, каждый из которых имеет статор с двумя обмотками, соединенными по мостовой схеме. Блок преобразования сигналов включает генератор, дифференциальный усилитель, амплитудный детектор, фильтр низкой частоты и релейный усилитель. При этом первая диагональ мостовой схемы соединена с выходом генератора, а вторая - со входом дифференциального усилителя. Выход усилителя последовательно соединен с амплитудным детектором, фильтром низкой частоты, релейным усилителем и исполнительным органом. Достигается повышение точности угловой стабилизации. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области оборонной техники, а именно, к складывающимся рулям или стабилизаторам управляемых ракет. Складной руль управляемой ракеты содержит закрепленную на выходном валу привода корневую часть руля, поворотную часть руля, установленную на двух полуосях, размещенных в корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него, и механизм раскрытия руля. Механизм раскрытия руля включает толкатель, расположенный в корневой части руля с возможностью его перемещения по оси вала привода под действием газа высокого давления, и поворотный рычаг.

Поворотный рычаг кинематически связывает толкатель и поворотную часть руля. Корневая часть руля снабжена двумя стопорами поворотной части руля в ее раскрытом положении, выполненными в виде подпружиненных штоков. Нижняя часть поворотного рычага, взаимодействующего с толкателем, установлена над толкателем и выполнена с поперечным отверстием. В отверстии с двух сторон размещены шарики и подпружиненные цилиндрические фиксаторы. Фиксаторы размещены в плоскости симметрии корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него. Верхняя часть толкателя выполнена суженной с конической вершиной, размещенной под подпружиненными шариками и предназначенной для взаимодействия с последними при движении толкателя. Достигается повышение надежности конструкции. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Устройство фиксации в сложенном положении консолей крыла беспилотного летательного аппарата содержит корпус, в котором в деформированном состоянии установлена пружина сжатия, ось которой параллельна срединной плоскости консоли крыла, фиксирующий узел, контактирующий с пружиной и установленный с возможностью перемещения вдоль оси в сложенном положении консолей крыла. В состав фиксирующего узла входят два упорных ролика, каждый из которых входит в выемку на законцовке консоли крыла. Фиксирующий узел позволяет обеспечить фиксацию двух консолей крыла одновременно в сложенном положении. Изобретение направлено на многократную фиксацию и освобождение двух консолей крыла одновременно, обеспечение надежности и технологичности. 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и касается устройств фиксации складываемых аэродинамических поверхностей. Аэродинамический руль ракеты содержит установленную на корпусе ракеты аэродинамическую поверхность с возможностью складывания, привод управления рулем. Привод установлен в корпусе ракеты с возможностью вращения, в котором зафиксированы аэродинамическая поверхность и механизм стопорения. Механизм стопорения содержит подпружиненно-поворотную качалку, контактирующую с аэродинамической поверхностью. Аэродинамическая поверхность выполнена цельной. На одном конце качалки выполнен зуб, контактирующий с аэродинамической поверхностью. В приводе управления выполнены дугообразный паз, ограничивающий углы поворота аэродинамической поверхности, и прорезь для установки другого конца качалки. Достигается эффективная фиксация руля от поворота в сложенном положении, используя при этом минимально возможный зазор между внутренним обводом транспортно-пускового стакана и корпусом ракеты. 6 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и касается складных аэродинамических поверхностей и механизмов их раскрытия. Раскрываемый руль ракеты состоит из фиксируемой в раскрытом положении складываемой части руля, корневой части, поршня. Корневая часть шарнирно соединена со складываемой частью и жестко закреплена в приводе управления рулем, установленном в корпусе ракеты с возможностью поворота. Поршень установлен в приводе управления рулем с возможностью продольного перемещения и соединен со складываемой частью при помощи кинематической цепи. В корневой части руля шарнирно закреплена качалка. В качалке и в корневой части выполнены прорези. Один конец качалки шарнирно соединен со штоком, а второй шарнирно связан с соединительными звеньями, которые расположены в прорезях складываемой части и качалки. Звенья шарнирно соединены со складываемой частью. На раскрываемой части руля выполнен зуб, обеспечивающий в рабочем положении с одной стороны взаимодействие с корпусом корневой части, а с другой с двумя подпружиненными защелками, шарнирно закрепленными на корневой части. Корневая часть формирует внешний обвод корпуса ракеты. Достигается эффективная фиксация руля в рабочем положении в корпусе ракеты, используя при этом минимально возможный зазор между внутренним обводом транспортно-пускового стакана и корпусом ракеты. 7 ил.

Устройство предназначено для систем управления и угловой стабилизации летательных аппаратов. Устройство содержит электромагнит с катушками управления и поворотным двуплечим якорем, газораспределительное устройство, выполненное в виде корпуса с входным и выходными каналами и размещенными в нем поршнем с уплотнительными кольцами, клапаном, входными и выходными дросселями, кроме этого, в корпусе выполнена цилиндрическая проточка, расположенная между уплотнительными кольцами и сообщающаяся с входным каналом, а также с входными дросселями. Технический результат - повышение динамической точности устройства. 1 ил.

Беспилотный летательный аппарат содержит продольный корпус, снабженный X-образными аэродинамическими поверхностями, каждая из которых выполнена складывающейся, с поворотной частью относительно оси, расположенной вдоль корпуса на неподвижной, корневой части аэродинамической поверхности на расстоянии от вертикальной плоскости симметрии беспилотного летательного аппарата, приводы поворотных частей аэродинамических поверхностей, узлы подвески под самолет-носитель, расположенные в верхней части корпуса, и систему управления. В сложенном состоянии поворотные части верхних X-образных аэродинамических поверхностей прилегают к боковым стенкам поверхности корпуса. Поворотные части нижних X-образных аэродинамических поверхностей прилегают к нижней стенке поверхности корпуса, который снабжен продольными выступами, расположенными напротив концевых кромок верхних аэродинамических поверхностей. Изобретение направлено на уменьшение вероятности повреждения концевых кромок поворотных частей при эксплуатации. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к оружию и может быть использовано в высокоточном огнестрельном гладкоствольном оружии. Устройство газостатического центрирования снаряда содержит ствол с казенной частью, запертой корпусом двойного ударного механизма, внутреннюю втулку с продольным каналом. Боевой выстрел состоит из гильзы с капсюлем и пороховым зарядом и снаряда, размещенного во втулке с зазором, который соединен с каналом через выточки и гидравлические сопротивления в виде отверстий малого диаметра, которые расположены вдоль ствола группами, каждая из которых образует пояс из нескольких равномерно расположенных по окружности отверстий. Оси отверстий могут составлять угол с линией радиуса ствола. Дополнительный источник давления (холостой пороховой выстрел) заключен в гильзе и соединен с каналом через отверстие и представляет собой баллон или компрессор высокого давления. Втулка состоит из отрезков труб с торцовыми поверхностями, на которых размещены гидравлические сопротивления. При сгорании порохового заряда в гильзе снаряд начинает движение вдоль ствола, одновременно сгорает порох в гильзе, и пороховые газы, обгоняя снаряд, проходят по отверстию, каналу, выточкам, отверстиям в полость ствола, при пересечении телом снаряда выхода в ствол отверстий в зазоре создается несущий газовый слой, центрирующий снаряд. Изобретение позволяет повысить эффективность выстрела обычных снарядов с гладкой цилиндрической частью. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники. Поворотный узел крыла летательного аппарата состоит из основания, двух консолей крыла, штифта, крепежного элемента и упорной шайбы. Между основанием и упорной шайбой установлена калибровочная шайба. Основание и упорная шайба образуют втулку, боковая поверхность которой образована цилиндрической и двумя конусообразными поверхностями. Корневые части консолей установлены одна над другой на одной оси в плоскостях, перпендикулярных вертикальной оси с возможностью поворота относительно боковой поверхности втулки в противоположные стороны. Изобретение направлено на упрощение раскладывания крыла. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники. Управляемая пуля выполнена по двухступенчатой бикалиберной схеме и содержит боевую часть, стартовый двигатель, блок управления и газодинамическое устройство управления. Она снабжена переходным обтекателем, в котором вокруг хвостовой части маршевой ступени размещено газодинамическое устройство управления, выполненное в виде газодинамического рулевого привода с пороховым аккумулятором давления торообразной формы, реализующее моментное управление путем создания поперечной тяги. Сопла газодинамического устройства управления выведены наружу переходного обтекателя в радиальном направлении. Стартовый двигатель выполнен отделяемым. Корпус стартового двигателя выполнен коническим. Боевая часть размещена в носовой части маршевой ступени. Блок управления размещен в хвостовой части маршевой ступени, которая вдвинута в центральную трубку, выполненную в стартовом двигателе. Уменьшается масса и увеличивается маневренность летательного аппарата. 2 ил.

Изобретение относится к области военной техники, в частности к управляемым артиллерийским снарядам. Стабилизатор снаряда содержит корпус, закрепленные в корпусе на осях лопасти и механизм стопорения. Механизм стопорения включает корпус, переднюю крышку, инерционный груз со сквозным отверстием, в котором установлен центральный винт, закрепленный со стороны передней крышки гайкой, и возвратные пружины, размещенные в глухих отверстиях инерционного груза враспор между инерционным грузом и шляпкой центрального винта. На переднем торце шляпки центрального винта установлена кольцевая прокладка из легкодеформируемого материала с цилиндрическими пазами на боковой поверхности, в которых расположены возвратные пружины, упирающиеся в передний торец шляпки центрального винта. Гайка выполнена с наружным диаметром, величина которого исключает прогиб крышки от воздействия силы, передающейся на гайку при ударе инерционного груза в шляпку центрального винта, и высотой, при которой опорная площадь гайки рассчитана таким образом, чтобы сила, передающаяся через гайку на крышку при ударе, не превышала предела текучести материала крышки. Повышается надежность функционирования стабилизатора при воздействии интенсивных ствольных перегрузок. 3 ил.

Изобретение относится к планирующим боеприпасам. Боеприпас содержит корпус в передней части с заостренной аэродинамической поверхностью, в которой расположена боевая часть с взрывчатым веществом и взрывателем, отделение управления, два боковых поворотных крыла с силовым пневмоприводом, маршевый реактивный двигатель с рулями и хвостовым оперением, элемент крепления к пилонам. Корпус выполнен из двух составных частей, передняя из которых является боевой. Ее кормовая часть выполнена в форме усеченного конуса, а задняя составная часть представляет собой планерное устройство, на корпусе которого установлены два поворотных крыла с силовым приводом. Внутри в верхней продольной части размещены отделение управления и продольная силовая стойка, на которой установлена дополнительная аэродинамическая поверхность с возможностью трансформации как в сложенное, так и раскрытое положение. Сочленение обеих составных частей планирующего боеприпаса выполнено с помощью опорно-сцепного механизма, установленного на штангу с возможностью осевого вращения. Штанга закреплена на продольной силовой стойке корпуса планерного устройства. Увеличивается дальность метания боеприпаса. 4 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и касается устройств управления элевонов складываемого крыла ракеты. Механизм управления элевоном состоит из размещенного на корпусе ракеты вала вращения, соединенного с элевоном, шарнирно установленным на задней кромке крыла, рычага, закрепленного на валу, и рулевой машинки, установленной в корпусе ракеты, шток которой шарнирно соединен с рычагом. Вал, расположенный в корпусе ракеты, жестко соединен с рычагом, шарнирно соединенным со штоком рулевой машинки. Один конец вала со сферической опорой, установленной в корпусе ракеты, составляет подвижное шлицевое соединение. На другом конце вала шарнирно закреплена обойма, шарнирно соединенная с поводком, жестко закрепленным на элевоне складываемого крыла. Ось шарнирного соединения поводка и обоймы совмещена с осью вращения крыла. На поводке выполнен зуб. На обойме выполнен паз, в котором размещен зуб поводка. Достигается обеспечение управления элевоном, расположенным на складываемом крыле, независимо от температурных деформаций составных частей ракеты и от технологических погрешностей при изготовлении и сборке. 4 ил.

Изобретение относится к космической, ракетной и морской технике и касается раскрытия и автоматической установки в рабочее положение несущей управляющей плоскости летательного аппарата (ЛА). Привод несущей управляющей плоскости ЛА содержит неподвижно установленный корпус, силовой цилиндр, поршень со штоком, кинематически связанный с управляющей плоскостью. Силовой цилиндр установлен в корпусе на подшипниках с возможностью вращения относительно своей продольной оси. Надпоршневая полость камеры силового цилиндра выполнена в виде газовой герметичной и негерметичной полостей, а герметичная полость под поршнем заполнена жидкостью. В негерметичной газовой полости кинематическая связь штока поршня с управляющей плоскостью выполнена в виде качалки, рычага и соединяющих их осей. Оси качалки и рычага установлены на корпусе силового цилиндра. Рычаг жестко соединен с управляющей плоскостью. Отверстие в качалке для установки оси крепления качалки со штоком поршня выполнено в виде прорези. Достигается уменьшение массы и габаритов привода несущей управляющей плоскости ЛА при выполнении им продольного и вращательного движений. 2 ил.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к пулям для стрелкового оружия. Хвостовая часть пули в полете принимает удобообтекаемую форму. Хвостовая часть пули выполнена в виде винтовой конической пружины сжатия. Пружина изготовлена из облегченной полосовой стали переменного прямоугольного поперечного сечения. Пружина принимает удобообтекаемую заднюю часть пули при ее полете за счет сил упругости. Достигается увеличение дальности полета пули. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к авиационной и космической технике и может быть использовано в спускаемых летательных аппаратах (ЛА). Устройство управления спускаемым ЛА содержит в хвостовой части ЛА две пары, попарно симметрично расположенных в горизонтальной и вертикальной плоскостях, аналогичных аэродинамических поворачиваемых элементов, приводы вращения аэродинамических элементов (АЭ). Плоскости симметрии АЭ смещены относительно продольной плоскости ЛА. АЭ выполнены в виде части цилиндра, полученного отсечением выступающих за боковую поверхность ЛА частей. Приводы вращения АЭ расположены в одной плоскости, перпендикулярной продольной плоскости ЛА. Изобретение позволяет повысить характеристики устройства управления, обеспечить пространственное управление маневром ЛА. 3 ил.

Изобретение относится к средствам фиксации складывающихся аэродинамических поверхностей летательного аппарата. Устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей летательного аппарата содержит узел, обеспечивающий прилегание аэродинамических поверхностей к корпусу летательному аппарату, и связанный с ним исполнительный стопорящий механизм, который выполнен в виде пиропривода со штоком-толкателем и закреплен в корпусе. Узел включает контейнер, установленный соосно с зазором в отверстии корпуса. Контейнер снабжен регулировочными гайками, установленными на резьбе на обоих его концах. В полости контейнера закреплены с помощью осей упорный элемент и фиксирующий элемент, который выполнен в виде подпружиненного крюка, конец которого выступает за пределы контейнера с возможностью взаимодействия с аэродинамическими поверхностями в сложенном положении. Упорный элемент выполнен в виде двуплечего рычага, одним плечом контактирующего со штоком-толкателем, а другим - упирающегося в торец корневой части крюка, на котором выполнен выпуклый буртик. Изобретение направлено на повышение надежности эксплуатации. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области наведения управляемых ракет. Способ наведения по оптическому лучу ракеты, стартующей с подвижного носителя, включает формирование на носителе лазерного луча с информационным полем управления, наведение на цель оптического прицела, ось которого съюстирована с осью информационного поля, ориентирование оси пускового устройства в направлении оси луча, пуск ракеты со сложенными аэродинамическими рулями и ввод ракеты в информационное поле, открытие на ракете приемника излучения и формирование команд управления, зависящих от положения ракеты относительно оси информационного поля, раскрытие аэродинамических рулей и их отклонение. В момент схода ракеты запоминают угловое положение оси пускового устройства относительно связанной с носителем системы координат, а также угловое положение носителя относительно земной системы координат, раскрытие рулей осуществляют с временной задержкой относительно открытия приемника излучения, в момент открытия приемника излучения совмещают ось информационного поля луча с запомненным в момент схода ракеты положением пускового устройства, а в момент времени раскрытия рулей начинают совмещение оси информационного поля лазерного луча с линией визирования цели. Технический результат заключается в повышении точности и уменьшении времени вывода ракеты на ось луча. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к боеприпасам для гладкоствольного охотничьего оружия. Пуля состоит из цельного металлического снаряда, подразделяемого на головную и хвостовую части, с закрепленным на конце четырехлепестковым пластиковым стабилизатором, расположенных в пластиковой оболочке-контейнере, разделенном на две, три или четыре равные части вдоль центральной оси пули. Головная часть снаряда может иметь различные формы, в зависимости от задач, поставленных перед пулей. Хвостовая часть снаряда имеет форму усеченного конуса, основание которого обращено вперед к головной части, а усеченная вершина обращена назад, к стабилизатору. Повышается точность выстрела. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Группа изобретений относится к области боеприпасов. Метательное тело представляет собой корпус, который снаружи имеет цилиндрическую или бочкообразную форму, а внутри имеет сквозное отверстие в виде сопла Лаваля, состоящего из конфузора и диффузора. По второму варианту в сквозном отверстии имеется центральное тело, выступающее или не выступающее за срез цилиндрической части тела, и закрепленное на пилонах. По третьему варианту внутри тела выполнено сквозное отверстие, в котором на пилонах закреплено центральное тело, образующее в совокупности с цилиндрической внутренней поверхностью кольцевое сопло Лаваля. По четвертому варианту снаружи в задней части тело имеет складные или постоянные стабилизаторы. Пыж для метательного тела по первому варианту представляет собой плоскую или с утолщением в центре шайбу. Пыж для метательного тела по второму варианту представляет собой шайбу с центрирующим бортиком. Пыж для метательного тела по третьему варианту имеет форму в виде стакана, наружная поверхность которого повторяет внутреннюю форму диффузора, причем угол диффузора меньше угла самоторможения при данном коэффициенте трения между диффузором и пыжом. Пыж для метательного тела по четвертому варианту содержит ведущие выступы, центрирующие метательное тело. Повышается начальная скорость метательного тела. 8 н. и 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в малогабаритных ракетных и артиллерийских комплексах, крупнокалиберном стрелковом оружии. Управляемая пуля выполнена по двухступенчатой бикалиберной схеме и содержит боевую часть кинетического действия в виде бронебойного стержня, блок управления, бортовую аппаратуру, отделяемый стартовый двигатель с центральной трубкой и коротким временем работы, переходный обтекатель. Бронебойный стержень установлен в передней части маршевой ступени. Рули блока управления размещены в переходном обтекателе. Бортовая аппаратура размещена в задней части маршевой ступени и вдвинута в центральную трубку. Изобретение позволяет уменьшить габариты ракеты по длине, уменьшить пассивную массу ракеты, увеличить жесткость ракеты, дальность стрельбы, количество возможных носителей, расширить номенклатуру поражаемых целей. 2 ил.

Изобретение относится к области авиации и ракетной техники, а именно головным обтекателям летательных аппаратов, например, управляемых ракет. Сбрасываемый головной обтекатель выполнен в виде тела вращения обтекаемой формы, заостренного спереди и имеющего открытый торец сзади. Обтекатель состоит из створок, аэродинамического наконечника и разрезной тарели. Аэродинамический наконечник соединяет створки, а также снабжен системой отделения, содержащей пиропатрон. Тарель выполнена из частей, количество которых совпадает с количеством створок обтекателя. Каждая часть тарели соединена с одной из створок. Створки снабжены средствами обеспечения герметичности и соединены с летательным аппаратом с помощью шарнирных механизмов. Шарнирные механизмы расположены в задней части каждой створки и выполнены с возможностью отделения створок от летательного аппарата. В другом варианте исполнения обтекатель выполнен из пластика или композиционных материалов. На внутренней поверхности обтекателя выполнены поперечная и продольные канавки. Канавки расположены таким образом, что обтекатель разделен ими на три части. Поперечная канавка расположена на пересечении внутренней поверхности обтекателя и плоскости, расположенной под углом меньше 90° к продольной оси летательного аппарата. Продольные канавки расположены от поперечной канавки до торца обтекателя. В поперечной и продольных канавках расположены детонационные удлиненные заряды. Достигается увеличение дальности полета. 2 н.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и, в частности к конструкциям складываемых аэродинамических поверхностей, находящихся под воздействием сильных аэродинамических возмущений. Складываемая аэродинамическая поверхность содержит основание и шарнирно соединенную с ним поворотную лопасть, толкатель и винтовой преобразователь поступательного движения толкателя во вращательное движение лопасти. Винтовой преобразователь содержит два цилиндра с винтовыми поверхностями и взаимодействующий с ними рабочий элемент. Цилиндры расположены последовательно соосно. Один из цилиндров соединен с основанием, а другой - с лопастью, причем второй цилиндр имеет винтовые поверхности другого направления, чем винтовые поверхности первого цилиндра. Рабочий элемент выполнен в виде нарезного штока, размещенного во внутренних полостях цилиндров с возможностью поступательного и вращательного перемещений. Рабочий элемент одним концом жестко связан с толкателем, скользящим внутри первого цилиндра, а другим концом введен во второй цилиндр. Винтовые канавки, выполненные по образующей поверхности нарезного штока, в его средней части меняют свое направление с одного на другое, ответное винтовым поверхностям цилиндров. Достигается надежность раскрытия аэродинамической поверхности в условиях сильных аэродинамических возмущений. 4 ил.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к тактическим управляемым ракетам, используемым в условиях жестких габаритных ограничений. Компактный управляемый боеприпас содержит корпус, рулевые поверхности и полезную нагрузку. Боеприпас выполнен по нормальной аэродинамической схеме. Корпус боеприпаса в хвостовой части выполнен с сужением. Рулевые поверхности установлены в суженной части корпуса и не выходят за пределы цилиндрической поверхности, направляющая которой совпадает с периметром миделя корпуса, а образующие параллельны продольной оси корпуса. Достигается оптимизация габаритно-массовых характеристик боеприпаса. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к ракетам-носителям для выведения в космос космических аппаратов. Ракета-носитель содержит один маршевый двигатель в карданном подвесе и отделяемую первая ступень. Первая ступень содержит аэродинамические рули с гидравлическими сервоприводами для управления движением по крену на участке прохождения наибольших скоростных напоров при выведении ракеты-носителя на орбиту. Гидравлические сервоприводы снабжены гидрозамками с возможностью автоматической фиксации в заданном положении при выключенном маршевом двигателе и отсутствии давления в гидравлических сервоприводах аэродинамических рулей, установленных в носовой части отделяемой первой ступени ракеты-носителя. Достигается уменьшение рассеивания точек падения отработавшей первой ступени. 5 ил.

Изобретение относится к конструктивным и аэродинамическим элементам летательных аппаратов (ЛА), в частности к элементам выполнения аэродинамических поверхностей ЛА для осуществления стабилизации малогабаритных ЛА в плоскости траектории и управления малогабаритными ЛА при полете по баллистической траектории. Малогабаритный ЛА содержит фюзеляж, аэродинамические поверхности и хвостовое оперение. Аэродинамические поверхности установлены на фюзеляже в районе центра масс ЛА с возможностью вращения относительно продольной оси ЛА. Аэродинамические поверхности выполнены в виде двух закрепленных на узле вращения аэродинамических крыльев, симметрично расположенных относительно продольной оси ЛА и не лежащих в одной плоскости. Достигается повышение эффективности применения малогабаритного летательного аппарата за счет обеспечения самостабилизации положения аэродинамических поверхностей относительно фюзеляжа и создания ориентированной подъемной силы с использованием этих же аэродинамических поверхностей в плоскости траектории полета для управления полетом летательного аппарата. 3 ил.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к устройству и способу увеличения дальности полета артиллерийских снарядов. Способ увеличения дальности полета заключается в том, что после вылета снаряда из канала ствола производится забор части набегающего потока воздуха, который используется для дожигания горючей газообразной смеси, полученной в газогенераторе. После вылета из канала-ствола, корпус снаряда в хвостовой части телескопически трансформируют, вследствие чего формируют воздухозаборное устройство и камеру дожигания с сопловым отверстием и образуют прямоточный тракт. В прямоточном тракте продукты сгорания газогенератора смешивают с поступающим через воздухозаборное устройство воздухом, дожигают и организуют их истечение через сопловое отверстие, чем создают реактивную тягу. Устройство для повышения дальности полета содержит головной и хвостовой отсеки, боевую часть, лопасти стабилизаторов и донный газогенератор. Кормовая часть хвостового отсека выполнена в виде телескопической конструкции, включающей в себя две соосные обечайки. Наружная обечайка сделана с возможностью ее осевого перемещения по внешней поверхности внутренней обечайки. Внешняя поверхность внутренней обечайки является корпусом газогенератора. Наружная обечайка содержит заднюю торцевую поверхность с сопловым отверстием, на которой герметично закреплена задняя крышка. Внутренняя обечайка имеет конические выемки в зоне размещения на ней упорного буртика. Достигается увеличение дальности полета артиллерийских снарядов. 2 н.п. ф-лы, 6 ил.