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: ..с раскрывающимся опереньем после запуска, например после вылета из ствола – F42B 10/14

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 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 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 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 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 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 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 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 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 области ракетной техники, а именно к складным аэродинамическим поверхностям и механизмам их раскрытия. Раскрываемое шарнирно закрепленное на корпусе крыло и механизм раскрытия крыла, выполненный в виде вращающегося стержня с установленными на нем с возможностью перемещения вдоль его оси с фиксацией от взаимного проворота двумя шарнирно соединенными между собой и образующими параллелограмм рычагами, размещены на разных ступенях двухступенчатой ракеты. Ось вращения стержня установлена соосно с осью вращения крыла. Крыло раскрывается за свою заднюю кромку с помощью двух пальцев, установленных на одном из рычагов механизма раскрытия. Технический результат заключается в обеспечении более легкого раскрытия крыла и снижении массы ракеты. 4 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к складным аэродинамическим поверхностям и механизмам их раскрытия. Раскрываемое крыло и механизм раскрытия крыла установлены на разных ступенях двухступенчатой ракеты. Крыло раскрывается за свою заднюю кромку с помощью двух пальцев вращающегося рычага механизма раскрытия, ось вращения которого установлена соосно с осью вращения крыла. Технический результат заключается в снижении массы ракеты. 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и касается складываемых аэродинамических поверхностей и механизмов их раскрытия. Крыло и механизм раскрытия установлены автономно на разных ступенях ракеты. Механизм раскрытия выполнен в виде вращающегося кривошипа, состоящего из рычага и оси вращения, закрепленной в опорном кронштейне. Оси вращения крыла и рычага совмещены по направлению. Рычаг установлен на оси вращения рычага с возможностью вращения относительно оси и зафиксирован на ней закрепленным на рычаге пиростопором. На оси вращения рычага и на самом рычаге установлены упоры, между которыми размещена пружина сжатия. Рычаг снабжен пальцами, взаимодействующими с гнездами, размещенными в задней кромке крыла. Крыло раскрывается за свою заднюю кромку с помощью двух пальцев, установленных на рычаге. Достигается устранение изменений в динамике процесса разделения ступеней ракеты, снижение усилий при раскрытии, действующих на заднюю кромку крыла, снижение массы. 7 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и касается средств раскладывания консолей крыльев летательных аппаратов. Устройство раскладывания и фиксации консолей крыла содержит узел раскладывания консолей крыла, узел обеспечения прилегания консолей крыла и узел фиксации консолей крыла в разложенном положении. Узел раскладывания консолей содержит две тяги и пневмоцилиндр с поршнем. Первые концы тяг шарнирно соединены с консолями крыла на расстоянии от оси поворота консоли, вторые концы тяг шарнирно соединены с поршнем пневмоцилиндра. Узел обеспечения прилегания консолей крыла содержит вал, на котором установлены консоли крыла, средства обеспечения прилегания консолей крыла и средства снижения трения (антифрикционные втулки и кольца). Узел фиксации консолей крыла в разложенном положении содержит подпружиненный шток, входящий в зацепление с поршнем пневмоцилиндра. Достигается обеспечение требуемой надежности при оптимальных габаритных характеристиках. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области оборонной техники, а именно к складывающимся рулям управляемых ракет. Складной руль управляемой ракеты содержит корневую часть руля, поворотную часть руля и механизм раскрытия руля. Корневая часть руля закреплена на выходном валу привода. Поворотная часть руля содержит поперечную глухую прорезь и установлена на двух полуосях, размещенных в корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него. Механизм раскрытия руля содержит взаимодействующий с поворотной частью руля подпружиненный толкатель, расположенный в корневой части руля с возможностью перемещения по оси вала привода. Механизм раскрытия руля дополнительно снабжен источником газа высокого давления для перемещения толкателя при раскрытии руля, и поворотным рычагом, кинематически связывающим толкатель и поворотную часть руля. Достигается повышение стабильности и надежности срабатывания складных рулей. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Складная рулевая поверхность летательного аппарата содержит корневую часть и консоль. Корневая часть установлена на корпусе летательного аппарата с возможностью поворота. На корневой части установлена консоль с возможностью поворота относительно оси, перпендикулярной срединной поверхности корневой части. При сложенном положении консоли отношение части площади складной рулевой поверхности, расположенной перед осью поворота корневой части, к части площади складной рулевой поверхности летательного аппарата, расположенной за осью поворота корневой части, составляет от 1:1 до 3:1. Складная рулевая поверхность в разложенном положении соответствует условию осевой компенсации. Изобретение направлено на снижение моментной нагрузки в сложенном положении. 3 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области вооружения. Способ основан на заряжании реактивных снарядов в пусковую установку, выбора определенной цели, метода поражения этой цели одиночными выстрелами, очередями или единым залпом из пусковой установки и производства непосредственно стрельбы. Заряжание каждого реактивного снаряда в пусковую установку производят со сложенными вокруг него лопастями за счет помещения их под транспортное кольцо, которое надевают на лопасти в сложенном состоянии вокруг каждого реактивного снаряда примерно до середины их длины. При размещении реактивного снаряда в трубчатые направляющие пусковая установка передвигает данное транспортное кольцо в конечное положение на стабилизаторах. При запуске реактивного снаряда обеспечивается снятие этого кольца, производя полное раскрытие лопастей стабилизатора одновременно при выходе каждого реактивного снаряда из своей трубчатой направляющей пусковой установки. Достигается повышение точности и кучности стрельбы при любом методе стрельбы.

Изобретение относится к области летательных аппаратов, в частности касается аэродинамической компоновки беспилотных летательных аппаратов. Модульный беспилотный летательный аппарат содержит корпус 1 вытянутой формы с несущей балкой 2, расположенной вдоль корпуса 1. На несущей балке 2 размещены узлы подвески 3. 4, при этом задний узел 4 подвески совмещен с поворотным узлом 6 крыла 7 летательного аппарата. Полуразмах крыла 7 меньше или равен расстоянию между узлами подвески 3, 4. Достигается повышение надежности пуска и раскрытия крыла модульного беспилотного летательного аппарата, повышение эффективности боевой части за счет лучшего обеспечения ее вскрытия. 3 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники. Способ установки лопастей оперения стабилизирующего устройства ракеты включает в себя сборку оперения с жестко закрепленными лопастями на корпусе под заданным рабочим углом наклона лопасти, измерение и расчет фактического рабочего угла наклона каждой установленной лопасти. Несоответствие фактического и заданного рабочих углов наклона лопастей оперения стабилизирующего устройства ракеты компенсируется за счет выполнения на поверхности каждой лопасти нивелировочной площадки с заданной шириной, определяющий линейный размер которой вычисляют по заданной формуле. Обеспечивается заданный режим вращения ракеты. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к оборонной технике, в частности к конструкции малогабаритных управляемых ракет, выстреливаемых из трубчатой направляющей (контейнера), и может быть использовано в конструкциях с различными аэродинамическими схемами. Стабилизатор управляемой ракеты содержит складывающиеся по поверхности ракеты полые лопасти, выполненные из упругих пластин, соединенных кромками. Упругие пластины лопасти изогнуты в виде сегмента цилиндрической поверхности, площадь которого определяется по формуле: , где а - размах консоли, мм; b - половина длины нижней кромки, мм; а скрепленные кромки пластин выполнены криволинейными соответственно сегменту цилиндрической поверхности. При использовании изобретения уменьшается напряжение в лопастях стабилизатора, снижаются начальные возмущения при старте ракеты и повышается точность управления ракетой и комплексом в целом. 8 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА) со складывающимися аэродинамическими поверхностями, в частности к устройствам их фиксации в сложенном положении. Устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей ЛА состоит из узла, обеспечивающего прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к летательному аппарату, и исполнительного стопорящего механизма, установленного на ЛА. Упомянутые узел и механизм соединены между собой с возможностью отсоединения. Узел, обеспечивающий прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к ЛА, включает соединительный, регулировочный и фиксирующий элементы и установлен в крайней области законцовки аэродинамической поверхности, в полости глухого отверстия. Глухое отверстие выполнено в той части законцовки, которая противоположна направлению движения ЛА. Первый конец соединительного элемента заделан в глухом отверстии с возможностью регулирования и фиксации момента затяжки. Узел, обеспечивающий прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к летательному аппарату, соединен с исполнительным стопорящим механизмом вторым концом соединительного элемента и посредством него выступает за пределы законцовки аэродинамической поверхности ЛА. В области выхода соединительного элемента из законцовки аэродинамической поверхности выполнено упрочнение. Повышаются технологичность изготовления устройства фиксации сложенных аэродинамических поверхностей ЛА и аэродинамические характеристики ЛА, и уменьшается масса аэродинамической поверхности. 1 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к космонавтике и служит для плавного приземления ракеты. Ракета состоит из корпуса двигателя и стабилизатора. Стабилизатор выполнен в виде упругой деформирующей ленты в форме цилиндра со съемно-крепленным концом. Достигается планирование ракеты при приземлении. 3 ил.

Изобретение относится к области управляемых ракет, а именно к складным рулям или стабилизаторам. Складной руль ракеты содержит закрепленную на выходном валу привода корневую часть руля, поворотную часть руля с коническими выступами и механизм раскрытия руля. Механизм содержит подпружиненный толкатель, расположенный в выходном валу привода. Поворотная часть руля установлена на двух полуосях, размещенных в корневой части руля перпендикулярно указанному валу по обе стороны от него. Кроме того, в поворотной части руля выполнена глухая прорез вдоль оси выходного вала привода, а толкатель установлен с возможностью его перемещения под действием пружины наружу вдоль оси вала привода. На наружном торце толкателя выполнен конусный паз, ориентированный вдоль продольной оси ракеты. Поперек конусного паза на торце толкателя установлена пластина, взаимодействующая с поворотной частью руля. Обеспечивается повышение жесткости рулей и уменьшение их поперечных габаритов в сложенном положении. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к летательным аппаратам с изменяемой площадью несущих поверхностей. Летательный аппарат содержит стабилизаторы, каждый из которых выполнен в виде неподвижного основания с установленным в нем с возможностью перемещения пером, механизм фиксации оперения и привод раскрытия оперения. Неподвижное основание содержит направляющие, расположенные по обоим его концам, а механизм фиксации содержит замковые устройства, попарно закрепленные на направляющих, причем одна пара идентичных замковых устройств закреплена в корневой части направляющих, а другая пара - на направляющих на расстоянии хода выдвигаемого пера. Каждое замковое устройство содержит фиксатор, а выдвигаемые из направляющих части пера содержат пазы, выполненные с возможностью попарного взаимодействия с фиксаторами замковых устройств. Использование летательного аппарата обеспечивает улучшение аэродинамических характеристик и позволяет регулировать усилия выдвижения пера из неподвижного состояния. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области управления летательными аппаратами. Складная рулевая поверхность беспилотного летательного аппарата выполнена с обратной стреловидностью, закреплена на корпусе летательного аппарата и может поворачиваться относительно оси вращения, проходящей через точку ее крепления к корпусу летательного аппарата и перпендикулярной срединной поверхности складной рулевой поверхности. В сложенном виде складная рулевая поверхность расположена вдоль корпуса летательного аппарата по направлению движения и против набегающего потока. Раскрытие складной рулевой поверхности беспилотного летательного аппарата осуществляется с помощью исполнительного раскладывающего элемента и набегающего потока. Изобретение направлено на повышение противофлаттерных характеристик, уменьшение времени раскрытия и упрощение процесса раскрытия. 1 ил.

Изобретение относится к области вооружения. Складывающееся крыло ракеты содержит лопасть и устройство раскрытия. Корневая часть лопасти совместно с шарнирно соединенными с ней вкладышами размещена в выемке жестко закрепленного на корпусе ракеты основания. Устройство раскрытия выполнено в виде взаимодействующей с вкладышами листовой рессоры и размещено в основании устройства фиксации. Лопасть снабжена шарнирно соединенными с ее корневой частью ограничителями, а основание - жесткими упорами. Ограничители размещены в основании по обе стороны выемки с возможностью взаимодействия с упорами, а оси их шарниров совпадают с осями шарниров вкладышей. Изобретение повышает надежность складывающегося крыла ракеты. 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к летательным аппаратам, находящимся под воздействием сильных ветровых возмущений. Складывающееся крыло летательного аппарата содержит жестко закрепленное на корпусе летательного аппарата основание с выемкой, лопасть, выполненную с возможностью поворота на осях относительно основания и соединенную с подвижными элементами, расположенное в выемке устройство раскрытия, имеющее листовую рессору, скрепленную в своей средней части с основанием и соединенную своими концами с подвижными элементами, устройства фиксации, установленные с обоих концов рессоры и взаимодействующие с подвижными элементами. Устройство раскрытия снабжено расположенным на оси вращения лопасти торсионом, закрепленным одним концом с лопастью, а другим концом - с элементом основания. Каждое устройство фиксации снабжено замковым устройством, которое взаимодействует с пазами втулки, установленной на соответствующей оси лопасти. Пазы втулки развернуты относительно друг друга на угол раскрытия лопасти. Изобретение направлено на повышение надежности эксплуатации раскрывающегося крыла путем обеспечения надежности раскрытия и фиксации лопасти в заданном временном интервале под воздействием сильных ветровых возмущений. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к беспилотным летательным аппаратам. Малоразмерный беспилотный летательный аппарат имеет фюзеляж с хвостовым оперением и крыло. Фюзеляж выполнен в виде носовой части (2), связанной шарнирно с кормовой балкой (3). Консоль (6) крыла жестко закреплена на носовой части фюзеляжа, а другая консоль (5) закреплена шарнирно с возможностью ее поворота и складывания с первой. Варианты выполнения предусматривают наличие V-образного или Т-образного хвостового оперения с верхним или нижним расположением консолей горизонтального оперения. Варианты различаются также средствами установки и складывания аэродинамических поверхностей хвостового оперения. Изобретение уменьшает габаритные размеры летательного аппарата. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 21 ил.

Группа изобретений относится к ракетному вооружению, в частности к стабилизаторам, раскрывающимся после запуска ракеты. Ракета имеет механизм развертывания, который автоматически поворачивает вокруг шарнира и разворачивает стабилизатор из походного положения в развернутое положение. Механизм развертывания содержит пружину, которая создает смещающее усилие, заставляющее стабилизатор менять походное положение на развернутое положение. Реализация изобретений позволяет упростить конструкцию и повысить надежность механизма развертывания и фиксации стабилизаторов. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 15 ил.

Изобретение относится к вооружению, в частности к снарядам и ракетам. Снаряд содержит реактивный двигатель, лопасти, выполненные в виде арок, основания которых закреплены в шарнирах, размещенных в проушинах. Оси шарниров каждой лопасти совмещены. В процессе полета стабилизирующая сила арочных лопастей создается их поверхностями. Техническим результатом является повышение жесткости лопастей при уменьшении воздействия бокового ветра на снаряд. 4 ил.