Реактивные снаряды, например ракеты, управляемые снаряды: .защита от перегревания или радиации, например тепловые экраны, специальные устройства для охлаждения – F42B 15/34

Изобретение относится к термостойким системам теплозащиты поверхности гиперзвуковых летательных и возвращаемых космических аппаратов. Термостойкая система теплозащиты состоит из теплоизоляционного и теплозащитного слоя, включающего композиты с керамической матрицей, армированной теплостойкими волокнами и содержащей сублимирующее твердое вещество. Сублимирующее твердое вещество включает стабилизированные предкерамические кремнийорганические полимеры, содержащие атомы С, Si и Н, а также гетероатомы германия. В качестве керамической матрицы теплозащитный слой содержит карбиды, или бориды тугоплавких металлов, или их смеси. Также сублимирующее твердое вещество может включать германаты тугоплавких металлов. Достигается более эффективная теплозащитная система. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 5 пр.

Изобретение относится к физической оптике и лазерной технике ракет, в частности к способу противодействия ракет лазерным когерентным локаторам. Способ заключается в установке в носовую часть ракеты уголкового отражателя, предварительном пропуске падающего на уголковый отражатель излучения через электрооптическую модулирующую поляризацию лазерного излучения среду, выборе модулирующего электрического сигнала, выборе среднеквадратического значения и установки спектра шумового напряжения. В качестве модулирующего электрического сигнала используют смесь постоянного напряжения смещения с шумовым напряжением. Среднеквадратическое значение шумового напряжения выбирают соизмеримым с постоянным напряжением смещения. Постоянное напряжение смещения задают так, что принимаемое лазерным когерентным локатором потенциального противника излучение, отраженное от уголкового отражателя и дважды проходящее через электрооптическую модулирующую среду, имеет поляризацию, ортогональную поляризации зондирующего излучения. Спектр шумового напряжения устанавливают соизмеримым с полосой модулирующего излучения лазера. Достигается повышение эффективности противодействия ракет лазерным когерентным локаторам. 8 ил.

Изобретение относится к области баллистики, в частности к способам обеспечения высокоэффективной защиты элементов конструкций ракетно-космической техники от воздействия высокоинтенсивных объемных источников тепла и высокоскоростных кинетических ударников с помощью специального покрытия. Активное теплозащитное покрытие корпуса летательного аппарата выполнено из разнородных по материалу слоев. Внешний слой выполнен из материала с низкой теплопроводностью в виде пористого изоляционного тела, образующего множество мелких ячеек, содержащих теплопоглощающую жидкость, обеспечивающую эндотермическую реакцию в присутствии катализатора, мелко разделенного и равномерно распределенного в пористом изоляционном теле. Промежуточный слой выполнен из парафина, обладающего низкой температурой плавления, и армирован сеткой, выполненной из материала с высокой теплопроводностью. Внутренний слой выполнен в виде сотовой структуры из медной фольги, заполненной вспучивающейся огнезащитной композицией, способной запечатывать пробоины при высокотемпературном и механическом повреждении теплозащитного покрытия. Изобретение обеспечивает термоударную защиту объекта, с возможностью самогерметизации при пробитии покрытия, в случае воздействия высокоинтенсивных потоков энергии большой плотности, высокоскоростных кинетических ударников, а также экстремальных условий атмосферы. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к устройствам защиты корпуса ракеты от нагрева. Реализация изобретения позволяет повысить эффективность защиты корпуса сверхзвуковой ракеты от нагрева. Сущность изобретения заключается в том, что на выходе из источника газа, который расположен в корпусе ракеты, канал разветвлен на два рукава. В месте разветвления установлен переключатель потока газа. В корпусе расположен цилиндр с поршнем двустороннего действия и штоком, кинематически связанным с переключателем. На противоположных концах цилиндра выполнены входные отверстия, каждое из которых соединено с одним из рукавов, а между входными отверстиями в цилиндре выполнено выходное отверстие, сообщающееся с отверстиями в корпусе ракеты посредством полости, образованной между цилиндром и корпусом. 2 ил.