Реактивные снаряды, например ракеты, управляемые снаряды: .с траекторией полета только в воздухе – F42B 15/10

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к узлу разделения отсеков летательного аппарата. Узел разделения отсеков летательного аппарата содержит основной отсек, отталкиваемый отсек, корпус, пиропатрон, болт, раздвигающийся фиксатор и поддерживающий его сдвигаемый поршень. Корпус закреплен на основном отсеке. Болт соединяет основной и отталкиваемый отсеки. Раздвигающийся фиксатор выполнен в виде разрезанного на три независимых сегмента стопорного кольца. На болте выполнена канавка, в которой размещены сегменты. Сегменты удерживаются в канавке болта сдвигаемым поршнем. Поршень расположен в корпусе. Болт удерживается сегментами в корпусе через сдвигаемый поршень. Достигается упрощение конструкции узла разделения отсеков летательного аппарата. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области оружия и представляет собой противотанковую ракету двухступенчатой схемы. Двухступенчатая противотанковая управляемая ракета состоит из первой ступени и ударной ступени. Первая ступень содержит двигатель, аэродинамические поверхности, передатчик помех с источником питания, устройство расстыковки. Первая ступень имеет возможность постановки помех датчикам систем активной защиты и является ступенью вывода в район цели ударной ступени. Ударная ступень содержит вычислительный блок, блок инерциальных механизмов, приемник сигналов спутниковых навигационных систем, блок рулевых приводов, разгонный двигатель с отклоняемыми соплами, отклоняемые аэродинамические поверхности, боевую часть, взрыватель, головку самонаведения с двумя каналами наведения - активным радиолокационным и полуактивным лазерным, антенная часть и приемные устройства которых расположены конформно в хвостовой части ударной ступени, приемо-передающее устройство. Ударная ступень после обнаружения цели, расстыковавшись с первой ступенью, может поражать танк в слабозащищенную проекцию сверху. Достигается повышение вероятности поражения современных и перспективных танков противника, оснащенных комплексами активной защиты, небольшими по мощности или многоцелевыми боевыми частями. 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в зенитных ракетах с жидкостным ракетным двигателем (ЖРД). Зенитная ракета содержит головную часть, осесимметричный корпус с баками окислителя и горючего и ЖРД с камерой сгорания и турбонасосным агрегатом (ТНА), четыре радиально установленные управляющие сопла. Камера сгорания выполнена двухзонной и содержит цилиндрическую часть с форсунками окислителя и горючего, сопло с главным коллектором горючего, дополнительные форсунки горючего, кольцевой и дополнительный коллекторы. ТНА содержит турбину, насосы окислителя и горючего, дополнительный насос горючего, верхний шаровой шарнир. Между камерой сгорания и насосом окислителя выполнен сферический шарнир с внутренним шаром и наружной сферической оболочкой. Четыре управляющих сопла соединены с первой зоной камеры сгорания трубопроводами. Изобретение позволяет повысить надежность запуска зенитной ракеты и удельные характеристики ЖРД. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетам с вытеснительным способом подачи топлива. В одном варианте исполнения жидкостная ракета содержит жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), баки и пульсирующий газогенератор. Пульсирующий газогенератор выполнен в виде замкнутой полости и работает на компонентах ракетного топлива. Входы пульсирующего газогенератора соединены с жидкостными частями баков через обратные клапаны, ведущие в газогенератор, а выходы соединены с газовыми частями баков. Газогенератор или баки имеют предохранительные клапаны. В другом варианте исполнения ракеты компоненты топлива подаются в газогенератор двумя объемными насосами, связанными общей кинематикой. В другом варианте исполнения ракета содержит газогенераторную шашку, соединенную через обратные клапаны с газовыми частями баков. В другом варианте исполнения ракеты в баках имеется разделительный сильфон или эластичный мешок. Сильфон или мешок прикреплены к выходной части бака или к противоположной. В другом варианте исполнения ракеты каждый бак имеет перегородку, отделяющую меньшую часть объема вблизи выхода. В перегородке имеется перепускной акселерационный клапан, открывающийся в направлении, противоположном вектору тяг. В другом варианте исполнения ракета имеет два вибрационных или вращательных объемных насоса, один из которых подает горючее в бак с окислителем, а другой подает окислитель в бак с горючим. Достигается уменьшение веса и объема ракеты. 7 н. и 13 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к атмосферным ракетам на жидком топливе. Атмосферная ракета содержит баки, жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) и крыльчатки. Крыльчатки кинематически соединены с топливными насосами. Крыльчатки установлены с возможностью вращения под действием набегающего потока воздуха. В другом варианте исполнения ракеты крыльчатки установлены на краю сопла ЖРД с возможностью вращения под действием истекающих из сопла газов и под действием набегающего потока воздуха. Достигается снижение стоимости ракеты. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетам классов «воздух-воздух» и «земля-воздух». Противовертолетная и противостелсовая ракета состоит из двигателя, боевой части, системы наведения, блока или программы процессора для поворотов в заданной точке или через заданное время на заданный угол в заданном направлении и блока или программы процессора для поиска цели по зигзагообразной, спиральной или комбинированной траектории. Достигается возможность поражения целей управляемым оружием из-за естественных или искусственных неровностей рельефа местности. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к средствам имитации воздушных целей, в частности к подвижным имитаторам воздушных целей. Имитатор содержит ракетный двигатель со стабилизаторами и головную часть. Головная часть включает размещенные в ней трассеры передней и задней групп, источник тока, блок электронной задержки включения трассеров. Имитатор снабжен хвостовым оперением вращения вокруг продольной оси, выполненным в виде плоских перьев. Перья закреплены радиально на двигателе за стабилизаторами, под углом к продольной оси. Трассеры задней группы закреплены на двигателе и ориентированы рабочими торцами назад. Трассеры задней группы включаются от пусковой установки при старте имитатора. Трассеры передней группы размещены в головной части, ориентированы рабочими торцами вперед. Трассеры передней группы включаются через блок задержки от бортового источника тока. Трассеры каждой группы расположены симметрично относительно продольной оси имитатора воздушных целей. Достигается расширение технических возможностей имитатора воздушных целей. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в конструкциях малогабаритных ракет, летающих в плотных слоях атмосферы. Двухступенчатая бикалиберная управляемая ракета содержит маршевую ступень меньшего калибра и отделяемый двигатель из композиционного материала с пороховым зарядом и цилиндрическим корпусом с коническо-оживальной передней частью. Коническо-оживальная часть корпуса двигателя выполнена длиной (1,6 6,5) калибра, а толщина ее стенки выполнена с увеличением в направлении от цилиндрической части корпуса к переднему торцу двигателя. Заряд закреплен к корпусу двигателя по всей боковой поверхности, а двигатель и маршевая ступень выполнены с соотношением масс 2,2 3,9 при отношении массы заряда к общей массе ракеты 0,3 0,62. Обеспечивается снижение аэродинамического сопротивления и повышение надежности ракеты за счет установления оптимального соотношения массовых характеристик ступеней ракеты, а также геометрических параметров коническо-оживальной передней части двигателя. 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к крылатым ракетам. Многоступенчатая зенитная ракета содержит не менее двух ракетных ступеней с по меньшей мере одним жидкостным ракетным двигателем на нижней ступени (ЖРД). С РЖД соединены баки горючего и окислителя. На верхней ступени установлены управляемые аэродинамические рули и крылья и по меньшей мере один ракетный двигатель твердого топлива. К нижней ступени параллельно ее оси подсоединены твердотопливные ускорители с ракетными двигателями твердого топлива. Каждый ЖРД содержит камеру сгорания с системой регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат и газогенератор. Турбонасосный агрегат содержит насосы окислителя и горючего и основную и пусковую турбины. Соосно с турбонасосным агрегатом установлен газогенератор. Выход насоса горючего соединен с входом системы регенеративного охлаждения и с входом газогенератора, выход насоса окислителя соединен со вторым входом газогенератора, выходы газогенератора и системы регенеративного охлаждения соединены с цилиндрической частью камеры сгорания. Обеспечивается улучшение технических характеристик ракеты в широком диапазоне режимов полета на различной высоте. 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к зенитным ракетам. Зенитная ракета содержит не менее двух ракетных ступеней с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) и соединенные с ними баки горючего и окислителя. На верхней ступени ракеты установлены управляемые аэродинамические рули и крылья. К нижней ступени ракеты параллельно ее оси подсоединены твердотопливные ускорители с ракетными двигателями твердого топлива. Каждый ЖРД содержит камеру сгорания с системой регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат и газогенератор. Турбонасосный агрегат содержит насосы окислителя и горючего и основную и пусковую турбины. Газогенератор установлен соосно с турбонасосным агрегатом. Выход насоса горючего соединен с входом системы регенеративного охлаждения и с входом газогенератора, выход из насоса окислителя соединен со вторым входом газогенератора, выходы газогенератора и системы регенеративного охлаждения соединены с цилиндрической частью камеры сгорания. Улучшаются технические характеристики ракеты в широком диапазоне режимов полета на различной высоте. 2 ил.

Изобретение относится к области авиационно-космической техники и может быть использовано в авиационных ракетных комплексах космического назначения оснащенных, например, жидкостными ракетными двигателями, и запускаемых в воздухе с целью выведения космических аппаратов на орбиты. Авиационный ракетный комплекс содержит самолет, баллистическую ракету-носитель, устройство сопряжения ракеты-носителя с самолетом, системы, обеспечивающие их функционирование, и наземную транспортно-разгонную платформу, оснащенную двигателями. При этом на корпусе ракеты-носителя дополнительно смонтированы обтекатель с установленным на нем крылом, обтекатели носовой и хвостовой, на котором установлены стабилизатор и вертикальное оперение. Обтекатели выполнены с возможностью отделения их от корпуса ракеты-носителя, а сопряженные между собой трос-фал, крыло, центроплан крыла и его обтекатель образуют устройство сопряжения ракеты-носителя с самолетом. Изобретение направлено на увеличение габаритов и стартового веса ракеты-носителя и, как следствие этого, увеличение выводимых на орбиты масс космических аппаратов. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиационно-космической техники и может быть использовано в авиационных ракетных комплексах космического назначения оснащенных, например, жидкостными ракетными двигателями и запускаемых в воздухе с целью выведения космических аппаратов на орбиты. Авиационный ракетный комплекс содержит самолет, баллистическую ракету-носитель, устройство сопряжения ракеты-носителя с самолетом и системы, обеспечивающие их функционирование, наземную транспортно-разгонную платформу, оснащенную двигателями. При этом на корпусе ракеты-носителя дополнительно смонтированы обтекатель с установленным на нем крылом, обтекатели носовой и хвостовой, на котором установлены стабилизатор и вертикальное оперение. Обтекатели выполнены с возможностью отделения их от корпуса ракеты-носителя, а сопряженные между собой трос-фал, крыло, центроплан крыла и его обтекатель образуют устройство сопряжения ракеты-носителя с самолетом. Наземная транспортно-разгонная платформа представляет собой самолет, имеющий остаточные ресурс и срок службы, доработанный под размещение и наземное транспортирование на нем ракеты-носителя. Изобретение направлено на увеличение габаритов и стартового веса ракеты-носителя и, как следствие этого, увеличение выводимых на орбиты масс космических аппаратов. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к гиперзвуковой сверхдальнобойной реактивной артиллерии, ракетной и космической технике. Реактивный снаряд содержит двигатель, имеющий детонационную камеру открытого с двух торцов типа с задним выпускным соплом и с возвышающимися над наружной поверхностью этой камеры с переднего торца двухслойными во входной части и однослойными на выходе кольцевыми выпускными окнами. В центре детонационной камеры расположен двухслойный цилиндрический топливный заряд с полусферическими торцами, состоящий из взрывчатых веществ в верхнем слое с большей бризантностью с диаметрально противоположно установленными в верхнем слое на равном расстоянии друг от друга в трех перпендикулярных оси плоскостях и по торцам четырнадцатью электродетонаторами. С переднего торца топливного заряда над отверстием в центре внутренней торцевой крышки корпуса детонационной камеры установлен полусферический дефлектор детонационной волны, обращенный своей вогнутой стороной к топливному заряду. Двигатель через приваренный стыковочный стакан соединен с корпусом снаряда, который плотно установлен в борт данного стакана. В стенке стыковочного стакана выполнены вентиляционные окна, а внутри стакана расположены 4...8 пироклапанов сброса давления из полости детонационной камеры. На поверхности корпуса снаряда установлены сбрасываемые обтюраторы. Повышается скорость полета снаряда и его поражающая способность. 1 ил.

Изобретение относится к области авиационно-космической техники и может быть использовано в авиационных ракетных комплексах космического назначения, преимущественно с тяжелыми баллистическими ракетами (массой более 100 тонн), оснащенными, например, жидкостными ракетными двигателями и запускаемыми в воздухе с целью выведения космических аппаратов на орбиты. Авиационный ракетный комплекс содержит самолеты, ракету-носитель воздушного запуска, устройство сопряжения ракеты-носителя с самолетами, выполняющими функции буксировщиков, системы, обеспечивающие их функционирование, и наземную транспортно-разгонную платформу, оснащенную двигателями для ее разгона. На корпусе ракеты-носителя дополнительно смонтированы обтекатель с установленным на нем крылом, а также носовой и хвостовой обтекатели. На хвостовом обтекателе установлены стабилизатор и вертикальное оперение. Обтекатели выполнены с возможностью их отделения от ракеты-носителя. Наземная транспортно-разгонная платформа выполнена на базе самолета, имеющего остаточные ресурс и срок службы. Данное техническое решение авиационного ракетного комплекса позволяет достичь увеличения дальности и высоты полета самолетов с буксируемой ракетой-носителем, увеличения выводимой на орбиту массы космических аппаратов. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиационно-космической техники и может быть использовано в авиационных ракетных комплексах космического назначения, преимущественно с тяжелыми баллистическими ракетами (массой более 100 т), оснащенными, например, жидкостными ракетными двигателями и запускаемыми в воздухе с целью выведения космических аппаратов на орбиты. Авиационный ракетный комплекс содержит самолеты, ракету-носитель воздушного запуска, устройство сопряжения ракеты-носителя с самолетами, выполняющими функции буксировщиков, системы, обеспечивающие их функционирование, и наземную транспортно-разгонную платформу, оснащенную двигателями для ее разгона. На корпусе ракеты-носителя дополнительно смонтированы обтекатель с установленным на нем крылом, а также носовой и хвостовой обтекатели. На хвостовом обтекателе установлены стабилизатор и вертикальное оперение. Обтекатели выполнены с возможностью их отделения от ракеты-носителя. Данное техническое решение авиационного ракетного комплекса позволяет достичь увеличения дальности и высоты полета самолетов с буксируемой ракетой-носителем, увеличения выводимой на орбиту массы космических аппаратов. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиационно-космической техники и может быть использовано в авиационных ракетных комплексах космического назначения, преимущественно с тяжелыми баллистическими ракетами (массой более 100 тонн), оснащенными, например, жидкостными ракетными двигателями и запускаемыми в воздухе с целью выведения космических аппаратов на орбиты. Авиационный ракетный комплекс содержит самолеты, планер, внутри фюзеляжа которого размещена ракета-носитель воздушного запуска, устройство сопряжения ракеты-носителя с самолетами, выполняющими функции буксировщиков, системы, обеспечивающие их функционирование, и наземную транспортно - разгонную платформу, оснащенную двигателями для ее разгона. Фюзеляж планера выполнен с возможностью его разделения по горизонтальной: плоскости. Крыло планера выполнено с возможностью изменения его площади после взлета. Изменение площади крыла достигается за счет отдельно прикрепленных частей крыла, попарно равновеликих и симметрично расположенных относительно продольной оси крыла, соединенных между собой с возможностью отделения их от крыла планера. Данное техническое решение авиационного ракетного комплекса позволяет достичь увеличения габаритов и стартового веса ракеты-носителя и, как следствие этого, увеличить выводимые на орбиты массы космических аппаратов. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиационно-космической техники и может быть использовано в авиационных ракетных комплексах космического назначения, преимущественно с тяжелыми баллистическими ракетами (массой более 100 т), оснащенными, например, жидкостными ракетными двигателями и запускаемыми в воздухе с целью выведения космических аппаратов на орбиты. Авиационный ракетный комплекс содержит самолеты, планер, внутри фюзеляжа которого размещена ракета-носитель воздушного запуска, устройство сопряжения ракеты-носителя с самолетами, выполняющими функции буксировщиков, системы, обеспечивающие их функционирование, и наземную транспортно-разгонную платформу, оснащенную двигателями для ее разгона. Фюзеляж планера выполнен с возможностью его разделения по горизонтальной плоскости. Данное техническое решение авиационного ракетного комплекса позволяет достичь увеличения габаритов и стартового веса ракеты-носителя и, как следствие этого, увеличить выводимые на орбиты массы космических аппаратов. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиационно-космической техники и может быть использовано в авиационных ракетных комплексах космического назначения, преимущественно с тяжелыми баллистическими ракетами (массой более 100 тонн), оснащенными, например, жидкостными ракетными двигателями и запускаемыми в воздухе с целью выведения космических аппаратов на орбиты. Авиационный ракетный комплекс содержит самолет, планер, внутри фюзеляжа которого размещена ракета-носитель воздушного запуска, устройство сопряжения ракеты-носителя с самолетом, системы, обеспечивающие их функционирование, и наземную транспортно-разгонную платформу, оснащенную двигателями для ее разгона. Фюзеляж планера выполнен с возможностью его разделения по горизонтальной плоскости. Данное техническое решение авиационного ракетного комплекса позволяет достичь увеличения габаритов и стартового веса ракеты-носителя и, как следствие этого, увеличить выводимые на орбиты массы космических аппаратов. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиационно-космической техники и может быть использовано в авиационных ракетных комплексах космического назначения, преимущественно с тяжелыми баллистическими ракетами (массой более 100 тонн), оснащенными, например, жидкостными ракетными двигателями и запускаемыми в воздухе с целью выведения космических аппаратов на орбиты. Авиационный ракетный комплекс содержит самолеты, планер, внутри фюзеляжа которого размещена ракета-носитель воздушного запуска, устройство сопряжения ракеты-носителя с самолетами, выполняющими функции буксировщиков, системы, обеспечивающие их функционирование, и наземную транспортно-разгонную платформу, оснащенную двигателями для ее разгона. Фюзеляж планера выполнен с возможностью его разделения по горизонтальной плоскости. Транспортно-разгонная платформа представляет собой самолет, имеющий остаточные ресурс и срок службы, доработанный под размещение и наземное транспортирование на нем планера с ракетой-носителем, а также под условия эксплуатации его в составе авиационного ракетного комплекса. Данное техническое решение авиационного ракетного комплекса позволяет достичь увеличения габаритов и стартового веса ракеты-носителя и, как следствие этого, увеличить выводимые на орбиты массы космических аппаратов. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиационной ракетно-космической техники. Авиационный ракетный комплекс включает самолет (8), ракету-носитель воздушного запуска (1), транспортно-разгонную платформу (5) со смонтированной на ней ракетой-носителем с помощью механических связей и элементов, трос-фал (7), системы, обеспечивающие функционирование авиационного ракетного комплекса. На корпусе ракеты-носителя смонтированы крыло с центропланом (6), обтекатели передний (3) и хвостовой (4), на последнем установлены стабилизирующие поверхности, образующие управляемые стабилизатор и вертикальное хвостовое оперение (10). Трос-фал соединен с центропланом крыла, а также с самолетом, выполняющим функции самолета-буксировщика ракеты-носителя к точке ее запуска. Изобретение повышает эффективность использования технических возможностей самолета и комплекса в целом. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиационно-космической техники и может быть использовано в авиационных ракетных комплексах космического назначения, преимущественно с тяжелыми баллистическими ракетами (массой более 100 тонн), оснащенными, например, жидкостными ракетными двигателями и запускаемыми в воздухе с целью выведения космических аппаратов на орбиты. Авиационный ракетный комплекс содержит самолет, планер, внутри фюзеляжа которого размещена ракета-носитель воздушного запуска, устройство сопряжения ракеты-носителя с самолетом, системы, обеспечивающие их функционирование, и наземную транспортно-разгонную платформу, оснащенную двигателями для ее разгона. Фюзеляж планера выполнен с возможностью его разделения по горизонтальной плоскости. Крыло планера выполнено с возможностью изменения его площади после взлета. Изменение площади крыла достигается за счет отдельно прикрепленных частей крыла, попарно равновеликих и симметрично расположенных относительно продольной оси крыла, соединенных между собой с возможностью отделения их от крыла планера. Данное техническое решение авиационного ракетного комплекса позволяет достичь увеличения габаритов и стартового веса ракеты-носителя и, как следствие этого, увеличить выводимые на орбиты массы космических аппаратов. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиационно-космической техники и может быть использовано в авиационных ракетных комплексах космического назначения, преимущественно с тяжелыми баллистическими ракетами (массой более 100 тонн), оснащенными, например, жидкостными ракетными двигателями и запускаемыми в воздухе с целью выведения космических аппаратов на орбиты. Авиационный ракетный комплекс содержит самолеты, ракету-носитель воздушного запуска, устройство сопряжения ракеты-носителя с самолетами, выполняющими функции буксировщиков, системы, обеспечивающие их функционирование, и наземную транспортно-разгонную платформу, оснащенную двигателями для ее разгона. На корпусе ракеты-носителя дополнительно смонтированы обтекатель с установленным на нем крылом, а также носовой и хвостовой обтекатели. На хвостовом обтекателе установлены стабилизатор и вертикальное оперение. Обтекатели выполнены с возможностью их отделения от ракеты-носителя. Крыло ракеты-носителя выполнено с возможностью изменения площади после взлета самолета. Изменение площади крыла достигается за счет отдельно прикрепленных частей крыла, попарно равновеликих и симметрично расположенных относительно продольной оси крыла, соединенных между собой с возможностью отделения их, например, с использованием детонирующих удлиненных зарядов, размещенных по периметру профилей отделяемых несущих частей крыла. Данное техническое решение авиационного ракетного комплекса позволяет достичь увеличения дальности и высоты полета самолетов с буксируемой ракетой-носителем за счет уменьшения веса и лобового сопротивления ее крыла и, как следствие этого, увеличения выводимой на орбиту массы космических аппаратов. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиационно-космической техники и может быть использовано в авиационных ракетных комплексах космического назначения, преимущественно с тяжелыми баллистическими ракетами (массой более 100 тонн), оснащенными, например, жидкостными ракетными двигателями и запускаемыми в воздухе с целью выведения космических аппаратов на орбиты. Авиационный ракетный комплекс содержит самолет, ракету-носитель воздушного запуска, устройство сопряжения ракеты-носителя с самолетом, выполняющим функции буксировщика, системы, обеспечивающие их функционирование, и наземную транспортно-разгонную платформу, оснащенную двигателями для ее разгона. На корпусе ракеты-носителя дополнительно смонтированы обтекатель с установленным на нем крылом, а также носовой и хвостовой обтекатели. На хвостовом обтекателе установлены стабилизатор и вертикальное оперение. Обтекатели выполнены с возможностью их отделения от ракеты-носителя. Крыло ракеты-носителя выполнено с возможностью изменения площади после взлета самолета. Изменение площади крыла достигается за счет отдельно прикрепленных частей крыла, попарно равновеликих и симметрично расположенных относительно продольной оси крыла, соединенных между собой с возможностью отделения их, например, с использованием детонирующих удлиненных зарядов, размещенных по периметру профилей отделяемых несущих частей крыла. Данное техническое решение авиационного ракетного комплекса позволяет достичь увеличения дальности и высоты полета самолетов с буксируемой ракетой-носителем за счет уменьшения веса и лобового сопротивления ее крыла и, как следствие этого, увеличения выводимой на орбиту массы космических аппаратов. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиационно-космической техники и может быть использовано в авиационных ракетных комплексах космического назначения, преимущественно с тяжелыми баллистическими ракетами (массой более 100 тонн), оснащенными, например, жидкостными ракетными двигателями и запускаемыми в воздухе с целью выведения космических аппаратов на орбиты. Авиационный ракетный комплекс содержит самолет, планер, внутри фюзеляжа которого размещена ракета-носитель воздушного запуска, устройство сопряжения ракеты-носителя с самолетом, системы, обеспечивающие их функционирование, и наземную транспортно-разгонную платформу, оснащенную двигателями для ее разгона. Фюзеляж планера выполнен с возможностью его разделения по горизонтальной плоскости. Транспортно-разгонная платформа представляет собой самолет, имеющий остаточные ресурс и срок службы, доработанный под размещение и наземное транспортирование на нем планера с ракетой-носителем, а также под условия эксплуатации его в составе авиационного ракетного комплекса. Данное техническое решение авиационного ракетного комплекса позволяет достичь увеличения габаритов и стартового веса ракеты-носителя и, как следствие этого, увеличить выводимые на орбиты массы космических аппаратов. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к старту ракет с воздушных носителей. Сущность изобретения заключается в том, что крылатую ракету подвешивают на авиационной пусковой установке в положении, развернутом вокруг продольной оси на угол 45°, при этом после старта ракеты осуществляют ее разворот в исходное полетное положение. Сброс обтекателя воздухозаборника ракеты производят путем сообщения ему импульса по направлению движения крылатой ракеты до выполнения упомянутого выше разворота по крену. На начальном участке полета управление движением крылатой ракеты осуществляют с помощью совместной работы аэродинамических рулей ракеты и органов управления стабилизирующего устройства. Изобретение позволяет сократить сроки и издержки на освоение производства авиационного варианта крылатой ракеты и обеспечить возможность компактного размещения на авиационных пусковых устройствах крылатых ракет без складывания ее «плюсобразного» крыла и оперения, а также обеспечить надежный и безопасный старт с самолета. 6 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.

Изобретение относится к области оборудования самолетов. Комплекс содержит сверхзвуковой самолет, на поверхности которого выполнены удлиненные ниши, оси которых параллельны оси планера самолета, и вооружение, предназначенное для подвешивания в упомянутых нишах с возможностью выступания за площадь поперечного сечения ниши. Поперечные сечения ниш имеют форму, выбранную из группы: прямоугольник, квадрат, трапеция, треугольник, равносторонний треугольник, ромб и криволинейный треугольник. Поперечные сечения вооружения имеют соответствующую форму и расположены с возможностью ликвидации интерференции ударных волн в пространстве между вооружением и плоскостями самолета. Технический результат - снижение аэродинамического сопротивления. 6 з.п. ф-лы, 15 ил.