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: ....обтекаемые носовые конуса, ветровые щитки, обтекатели радиолокационной антенны – F42B 10/46

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 аэродинамики, а именно к разработке формы головного обтекателя ракеты. Реализация изобретения позволяет уменьшить коэффициент лобового сопротивления на 25-35% на сверхзвуковых режимах полета и на 15-20% на трансзвуковых режимах полета. Сущность изобретения заключается в том, что головной обтекатель ракеты выполнен в виде тела вращения и содержит цилиндрическую и носовую части. Образующая носовой части представляет собой монотонно возрастающую по направлению к цилиндрической части гладкую, не имеющую точек перегиба, линию и состоит из двух элементов. Первый элемент выполнен по дуге окружности с центром на продольной оси обтекателя, а второй элемент выполнен по дуге окружности другого радиуса. Образующая носовой части обтекателя дополнительно снабжена третьим элементом, выполненным по дуге окружности с центром на линии, перпендикулярной продольной оси обтекателя и лежащей в плоскости стыка носовой и цилиндрической частей, а центр дуги окружности второго элемента лежит на пересечении радиусов первого и третьего элементов, при этом образующая носовой части описывается приведенной в описании функцией. 2 ил.

Изобретение относится к области аэродинамики, а именно к разработке формы головного обтекателя ракеты. Реализация изобретения позволяет уменьшить коэффициент лобового сопротивления на 5-10% на всех режимах полета и устранить ударные нагрузки на трансзвуковых режимах полета. Сущность изобретения заключается в том, что головной обтекатель ракеты выполнен в виде тела вращения и содержит цилиндрическую и носовую части. Образующая носовой части представляет собой монотонно возрастающую по направлению к цилиндрической части гладкую, не имеющую точек перегиба линию и состоит из двух элементов. Первый элемент выполнен по дуге окружности с центром на оси обтекателя, а второй элемент выполнен по кривой степенной функции. Образующая носовой части обтекателя дополнительно снабжена третьим элементом, выполненным по дуге окружности с центром на линии, перпендикулярной продольной оси обтекателя и лежащей в плоскости стыка носовой и цилиндрической частей, при этом образующая носовой части описывается приведенной в описании функцией. 2 ил.