Реактивные снаряды, например ракеты; управляемые снаряды – F42B 15/00

Изобретение относится к области военной техники, а именно к различным боеприпасам, преимущественно для гладкоствольного оружия. Боеприпас содержит корпус с хвостовой частью, откидывающиеся консоли стабилизирующего оперения и элементы шарнирного соединения консолей с хвостовой частью корпуса. Хвостовая часть выполнена в форме усеченного конуса с радиально-продольными пазами. Откидывающиеся консоли стабилизирующего оперения выполнены из листового проката, частично размещенные в радиально-продольных пазах и содержащие отверстия со стороны дна корпуса. Радиально-продольные пазы выполнены открытыми со стороны дна корпуса. Элементы шарнирного соединения консолей с хвостовой частью корпуса образованы кольцевой канавкой, выполненной в хвостовой части корпуса у его дна, и разрезным кольцом, выполненным из круглого пружинного проката. Кольцо установлено одновременно в кольцевой канавке и в отверстиях консолей. На консолях, вдоль их крайней хорды, выполнена отгибка листового проката. Материал хвостовой части корпуса у кольцевой канавки местно деформирован к образующей разрезного кольца. Достигается упрощение конструкции боеприпаса. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к управлению траекторией полета тел, движущихся с высокими, в т. ч. космическими, скоростями. Система, согласно предлагаемому способу, м. б. использована в качестве вспомогательной (резервной) для коррекции траектории ракет, штатная система наведения которых вышла из строя. Возможно также ее использование на малых телах, на которых размещение обычных систем самонаведения затруднительно. Способ предусматривает нанесение на боковую поверхность тела (4) полос (5, 6, 7, 8) из кремния, легированного с разной степенью (дающей разную резонансную частоту лазерного поглощения). Излучение (3) лазера (2), попадая на полосу с резонансной частотой его поглощения, вызывает ее испарение и появление соответствующей корректирующей реактивной силы. Меняя частоту излучения (3), получают импульсы коррекции в требуемых направлениях. Техническим результатом изобретения является возможность управления траекторией полета тела в двух направлениях, поперечных по отношению к вектору его текущей скорости. 1 ил.

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 области управляемого артиллерийского вооружения, в частности к управляемым артиллерийским снарядам. Управляемый артиллерийский снаряд содержит корпус, блок автоматического управления, блок рулевого привода, блок тормозных устройств, боевую часть, комбинированное взрывательное устройство, стабилизатор и донный газогенератор. Блок автоматического управления включает автопилот, блок инерциальных датчиков, приемник GPS, процессор, пассивную радиолокационную головку самонаведения с широкополосным приемником и модулем настройки частоты приемника. Блок тормозных устройств изменяет лобовое сопротивление снаряда на конечном участке траектории. Пассивная радиолокационная головка самонаведения работает по радиосигналу, излучаемому целью, и способна работать в прерывистом режиме поступления сигнала от цели. Достигается повышение точности поражения цели снарядом. 1 ил.

Способ стрельбы пулей, соединенной с отделяемым метательным устройством, включает удержание пули и метательного устройства, запуск метательного устройства и выход пули из пусковой трубы. Метательное устройство, соединенное с пулей узлом скрепления, удерживают в пусковой трубе тонкими гибкими пластинами. Отделение метательного устройства производят в заданном месте пусковой трубы путем улавливания метательного устройства после окончания его работы за счет демонтажа узла скрепления. Демонтаж узла скрепления производят без механического разрушения его частей. Уменьшаются габариты пусковой трубы по длине при уменьшении пассивной массы комплекса вооружения и увеличении его жесткости, доля свободного объема в пусковой трубе, улучшаются точностные характеристики пули за счет уменьшения начальных возмущений пули и пусковой трубы. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области разработки систем наведения ракет и может быть использовано в комплексах ПТУР и ЗУР. В способе управления ракетой формируют управляющий сигнал автоколебательным приводом аэродинамических рулей с обратной связью и вибрационной линеаризацией и соответствующее отклонение приводом аэродинамических рулей. При этом до пуска ракеты задают фиксированный момент времени, от момента пуска ракеты до фиксированного момента времени сигнал управления приводом формируют в виде релейного двухпозиционного сигнала с модуляцией импульсов по ширине и при этом организуют работу привода в релейном режиме с отключением его обратной связи и вибрационной линеаризации. Система управления ракетой содержит аппаратуру управления ракетой (1), содержащую последовательно соединенные устройство измерения рассогласования ракеты (2) с заданной линией наведения и устройство формирования сигналов управления (3), привод аэродинамических рулей (4), содержащий суммирующий усилитель (5), усилитель мощности (6), релейный элемент (7), рулевую машинку (8) и датчик отклонения рулей (13), а также генератор линеаризующих колебаний (14). В систему управления дополнительно введены первый и второй ключ (11, 12), источник временного сигнала (9) и логическое устройство (10). Достигается повышение точности наведения ракет с аэродинамическими рулями. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области управления летательными аппаратами (ЛА), в частности, стабилизированными вращением. Способ использует информацию о векторе магнитного поля Земли (МПЗ), измеренном датчиком МПЗ в связанной с ЛА вращающейся по крену системе координат. Сигнал измеренного датчиком угла крена суммируют с сигналом поправки этого угла, вычисляемой с учетом угла наклона вектора напряженности МПЗ, углов магнитного курса и тангажа ЛА. Определяют функцию чувствительности (ФЧ) сигнала поправки угла крена в зависимости от ФЧ ошибки измерения угла крена ЛА датчиком МПЗ к ошибкам определения углов тангажа и рыскания ЛА, вычисляемых с учетом наклона вектора напряженности МПЗ. При этом углы тангажа и курса ЛА выбирают так, чтобы ФЧ-сигнала поправки угла крена не превышала допустимого по точности вычисления данного угла значения. 2 з.п. ф-лы, 2 табл., 8 ил.

Управляемая пуля содержит отделяемый двигатель и кольцевой насадок с резьбовой втулкой, установленный на кормовой части маршевой ступени и соединенный с двигателем посредством разрезного кольца, выполненного в виде кольцевых секторов. Кольцевой насадок выполнен в виде тонкостенного переходного обтекателя, в котором размещены аэродинамические поверхности маршевой ступени и выполнен удержатель с упорными поверхностями, совмещенными с задними торцами крыльев маршевой ступени. На переднем торце отделяемого двигателя установлена резьбовая гайка, соединенная с кольцевыми секторами, на которой выполнен прямой упорный торец, обращенный к переходному обтекателю, и совмещенный с прямым упорным торцом резьбовой втулки переходного обтекателя. Кормовая часть маршевой ступени вдвинута в центральную трубку, размещенную в отделяемом двигателе. В управляемой пуле переходный обтекатель и резьбовая гайка снабжены буртиками, размещенными в ответной проточке кольцевых секторов. Улучшается демпфирование возмущений маршевой ступени управляемой пули при разделении, уменьшается аэродинамическое сопротивление пули, уменьшаются ее габариты и масса при одновременном уменьшении сложности конструкции. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Способ стрельбы пулей, соединенной с отделяемым метательным устройством, включает удержание пули и метательного устройства, запуск метательного устройства и выход пули из пусковой трубы. Пулю и метательное устройство удерживают в пусковой трубе соединяющим их между собой неразрушаемым в пусковой трубе узлом скрепления, а отделение метательного устройства производят после выхода пули и метательного устройства из пусковой трубы за счет аэродинамических и инерционно-массовых сил. Уменьшаются габариты пусковой трубы по длине при уменьшении пассивной массы комплекса вооружения и увеличении его жесткости, доля свободного объема в пусковой трубе, улучшаются точностные характеристики пули за счет уменьшения начальных возмущений пули и пусковой трубы. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 7 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 военной технике, в частности к способу подрыва осколочно-фугасной боевой части (ОФБЧ). Способ подрыва ОФБЧ самонаводящегося боеприпаса с управляющим блоком (УБ) осуществляется посредством ударного воздействия бойка на головное взрывательное устройство (ВУ) мгновенного действия ОФБЧ. Боеприпас снабжен системой управления. Ударное воздействие бойка на ВУ осуществляют через дополнительно введенную в состав УБ аэродинамическую иглу (АИ), которую опирают на боек. Для осколочного подрыва ОФБЧ производят, в момент удара УБ о преграду, механическую расфиксацию и утапливание АИ и бойка в корпус УБ соосно его продольной оси вплоть до удара бойка по ВУ. Для фугасного подрыва ОФБЧ, по команде системы управления УБ, АИ жестко заклинивают в корпусе УБ. Достигается придание самонаводящимся боеприпасам нового качества ситуационного преобразования типа подрыва. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к вооружению, а именно к боеприпасам. Артиллерийский снаряд содержит корпус кормового отсека (ККО) с блоком стабилизаторов и донным газогенератором, воздухозаборное устройство. Корпус кормового отсека составлен из телескопически сложенных наружной и внутренней обечаек. После вылета снаряда производят забор атмосферного воздуха для дожигания газообразной смеси, трансформируют ККО сразу после вылета снаряда из канала ствола путем выдвижения наружной обечайки для формирования ракетно-прямоточного двигателя, затем трансформируют ККО путем возвращения наружной обечайки в исходное положение и закрывают воздухозаборное устройство. Изобретение позволяет увеличить дальность полета артиллерийского снаряда. 4 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке реактивных снарядов с отделяющимися головными частями. Разделяющийся реактивный снаряд содержит ракетный двигатель с дном, отделяемую головную часть, парашютный отсек, а также взрывательное устройство. Головная часть имеет в своем составе корпус с дном, взрывчатое вещество и поражающие элементы. Парашютный отсек содержит заряд отделения, поршень и узел форсирования. Взрывательное устройство имеет коническую и цилиндрическую части корпуса, в которых размещены электронное временное устройство с предохранительно-исполнительным механизмом, реакционный датчик цели с ударным механизмом и исполнительный блок, снабженные пороховыми зарядами. Головная часть снабжена центральным газоводом, газодинамически связывающим объем аккумулирующего стакана корпуса с запоршневым рабочим объемом. В дне головной части выполнены осевые каналы, связывающие запоршневой объем с задонной компенсаторной зоной ракетного двигателя. Исполнительный блок закреплен в хвостовой части цилиндрической трубы корпуса взрывателя. Одновременно исполнительный блок снабжен клапанным механизмом, закрепленным в центральном канале стакана со стороны вышибного заряда ПИМа. В зоне стыка конической и цилиндрической поверхностей корпуса взрывателя установлена толстостенная металлическая перемычка с центральным каналом, перекрытым заглушкой с пазом. Достигается повышение надежности выдачи воспламенительного импульса и отделения головной части от ракетной. 5 ил.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к снарядам, невидимым для радиорадаров (стелс-снарядам). Стелс-снаряд содержит корпус, взрыватель и взрывчатое вещество. Снаряд выполнен из радиопрозрачного композитного материала и имеет заднюю (относительно направления движения) часть в виде полусферы или полуэллипсоида, или полуовала вращения. Достигается создание снаряда, невидимого для радиорадаров. 3 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к конструкции космических транспортных средств для доставки в составе космической головной части крупногабаритных полезных грузов (ПГ) на заданные орбиты выведения. Переходной отсек (ПО) сборочно-защитного блока ракеты содержит внешнюю для крепления головного обтекателя (ГО) и внутреннюю с промежуточным шпангоутом и продольно-поперечным силовым набором для крепления ПГ конические оболочки с нижними и верхними торцевыми шпангоутами, жестко соединенные между собой. Верхние шпангоуты соединены между собой силовыми стержнями и содержат замки крепления и толкатели отделения ПГ. Верхний шпангоут внутренней конической оболочки крепления ПГ выполнен в поперечной плоскости переменного сечения, образуя смещение продольной оси ПО относительно продольной оси ПГ. Верхний шпангоут имеет выемки под толкатели, охваченные хомутами, жестко закрепленными на внутренней конической оболочке. Замки крепления ПГ посредством фитингов закреплены в верхнем шпангоуте внутренней конической оболочки, которые, как и толкатели, размещены концентрично его внутреннему контуру. Продольно-поперечный силовой набор внутренней конической оболочки для обеспечения жесткости ПО между верхним и промежуточным шпангоутами в местах крепления толкателей подкреплен косынками, в местах крепления замков - балками, выполненными переменного сечения. Под одной из выемок в месте меньшего поперечного сечения верхнего шпангоута на внутренней конической оболочке выполнен вырез под толкатель. Силовые стержни выполнены регулируемыми по своей длине. Достигается расширение эксплуатационных возможностей и эффективности использования ПО для смещенного относительно центра масс крупногабаритного полезного груза с сохранением устойчивости и управляемости РКН а полете. 8 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к устройствам управления элевоном складываемого крыла ракеты. Механизм управления элевоном состоит из размещенного на корпусе ракеты вала вращения, рычага, жестко закрепленного на валу, и установленной рулевой машинки в корпусе ракеты, шток которой шарнирно соединен с рычагом. Один конец вала с возможностью осевого перемещения входит в отверстие сферической опоры. Сферическая опора установлена во втулке, имеющей возможность вращения в корпусе ракеты. 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. Технический результат заключается в улучшенном управлении элевона. 4 ил.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к управляемым ракетам, размещенным в транспортно-пусковых контейнерах. Управляемая ракета в транспортно-пусковом контейнере содержит разгонный двигатель, маршевый двигатель, боевую часть, рулевой отсек и бортразъем. Рулевой отсек включает в себя источник вторичного электропитания, блок формирования одноканального сигнала управления и связанную с ним рулевую машинку, а также аппаратурную часть с элементами радиокомандной системы управления в виде радиоприемного устройства и блока ответчика. Бортовая система управления ракеты выполнена двухсистемной за счет введения в аппаратурную часть фотоприемного устройства лазерно-лучевой системы управления, системного блока управления, модуля управления, блока эквивалентной нагрузки, источника питания. Выход источника вторичного электропитания подключен ко второму входу блока ответчика и первому входу блока эквивалентной нагрузки. Выход модуля управления соединен со вторым входом блока эквивалентной нагрузки, третий вход которого подключен к контакту бортразъема носителя, предназначенного для автоматического выбора и коммутации элементов одной из указанных систем управления ракеты для работы в соответствии с системой управления носителя. Достигается расширение боевых возможностей ракеты. 3 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к области вооружений, в частности к взрывателям с оптическим датчиком цели для реактивных боеприпасов. Оптический датчик цели установлен внутри корпуса головного взрывателя. На корпус взрывателя установлен защитный кожух, головной стопорный элемент, пиропривод, электронно-временное устройство и нижний стопорный элемент. Кожух представляет собой тело вращения оболочечного типа, преимущественно повторяющее наружные обводы взрывателя. Кожух установлен с наружной стороны взрывателя. Кожух состоит из трех и более сегментов. Головной стопорный элемент установлен на головной части защитного кожуха. Пиропривод установлен на корпусе взрывателя и обеспечивает осевое перемещение головного стопорного элемента. Выводы электронно-временного устройства соединены с выводами пиропривода. Нижний стопорный элемент взаимодействует с нижними частями сегментов защитного кожуха и фиксирует сегменты защитного кожуха на корпусе взрывателя от перемещения в радиальном направлении. Сегменты защитного кожуха имеют конструктивные элементы, взаимодействующие с ответными конструктивными элементами на корпусе взрывателя, и исключают возможность перемещения сегментов относительно корпуса взрывателя при установленных головном и нижнем стопорных элементах. Достигается

расширение функциональных характеристик реактивного боеприпаса с оптическим датчиком цели. 3 ил.

Группа изобретений относится к системам управления ракетами (СУР). Cпособ формирования команд управления включает измерение величины угла крена ракеты, формируемой в виде сигнала в n-разрядном коде Грея, который преобразуют в двоичное число, содержащее n-разрядов, логические уровни которого вырабатывают многоступенчатую аппроксимацию сигналов синусоиды и косинусоиды, и формируют из декодированных принимаемых сигналов команды управления ракетой соответственно по курсу и тангажу. СУР включает в себя гироскопический измеритель угла крена, логическую схему «исключающее ИЛИ», преобразователь команд управления и второй рулевой привод. Способ измерения угла крена включает формирование дополнительных последовательностей логических уровней,формирующих число в n-разрядном коде Грея, которое преобразуют в двоичное n-разрядное число, соответствующее измеренной величине угла крена ракеты. В гироскопический измеритель угла крена дополнительно введены пары светодиод-фотодиод, размещенные на корпусе гироскопа и разделяемые растром. Способ включает формирование синусного и косинусного сигналов для формирования команд управления на ней, при котором двоичное число в параллельном виде формируют в виде n-разрядного. В СУР введён синус-косинусный формирователь М задатчиков чисел и логическая схема «НЕ». Повышается эффективность формирования команд управления СУР. 6 н. и 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к способам стрельбы управляемым артиллерийским снарядом. Способ стрельбы управляемым артиллерийским снарядом основан на включении на траектории реактивного двигателя только при стрельбе в диапазоне повышенных дальностей. Снаряд содержит реактивный двигатель с воздухозаборным устройством, соплом и топливом с недостатком окислителя. При стрельбе на повышенную дальность реактивный двигатель включают в одном из двух режимов. В одном режиме, при стрельбе в диапазоне максимальных дальностей - в режиме ракетно-прямоточного двигателя. В другом режиме, при стрельбе в диапазоне средних дальностей - в режиме ракетного двигателя на твердом топливе. Достигается расширение диапазона повышенных дальностей полета снаряда. 3 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 авиации и ракетостроения, в частности к системам стабилизации полета. Способ управления заключается в измерении текущих значений углов наклона траектории , пути , крена , определении необходимых для наведения на цель ракеты значений углов наклона траектории _зад, пути _зад, крена _зад, определении сигналов рассогласований по углам наклона траектории _зад, пути _зад, крена _зад от заданных значений и формировании сигналов скорости отклонения рулей по каналу высоты , направления , элеронов . Сигналы управления по каналам , , суммируются между собой и формируют сигналы управления каждого из четырех X-образно расположенных рулей , , , . Измеряя воздушную скорость движения ракеты V_a и зная воздушную скорость, необходимую для движения на цель V_{a зад}, определяют рассогласование от заданной скорости V_{a зад}=V_a-V_{a зад} и формируют дополнительный сигнал скорости отклонения рулей по каналу продольной скорости . Формируют сигналы управления каждого из четырех X-образно расположенных рулей , , , : - при угле атаки, большем угла скольжения - синхронное перемещение соседних рулей с каждой стороны попарно-синхронно навстречу друг другу; - при угле скольжения, большем угла атаки - синхронное перемещение соседних рулей сверху и снизу попарно-синхронно навстречу друг другу, что приводит к управлению значениями воздушной скорости движения ракеты V_a. Повышается эффективность управления. 4 ил.

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 высокоточному управляемому ракетному оружию, в частности к управляющим блокам реактивных снарядов. Управляющий блок реактивного снаряда содержит шарнирно соединенные носовой модуль с системой управления и хвостовой модуль. Головная часть носового модуля выполнена плоской с размещением в ней плоского иллюминатора. Боковая обечайка носового модуля выполнена цилиндрической. Стакан посадочного гнезда хвостового модуля выполнен длиной до головной части носового модуля и снабжен телескопически складываемой аэродинамической иглой. Достигается увеличение кучности стрельбы реактивного снаряда. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике, а именно к головным отсекам (ГО) летательных аппаратов (ЛА). ГО ЛА содержит переднюю панель в виде клина с плоскими иллюминаторами, осесимметричную с переменным сечением боковую обечайку со стыковочным шпангоутом, складную телескопическую аэродинамическую иглу. Иллюминаторы выполнены с различным диапазоном пропускания. Боковая обечайка выполнена биконической, оживальной, параболической, в виде сплайна или их комбинаций. В боковой обечайке выполнена призматическая, цилиндрическая, оптически- и радиопрозрачная вставка. Передняя панель и часть боковой обечайки выполнены поворотными и отделены от неподвижной части герметичной мембраной и в плоскости их разделения установлен подшипник. На внутренней стороне боковой обечайки и передней панели установлена теплоизоляция, на внутренней стороне иллюминаторов установлены сдвигающиеся теплоизолирующие накладки. Изобретение позволяет повысить точность наведения ГО ЛА. 18 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области вооружений, в частности к неконтактным взрывателям реактивных боеприпасов. Реактивный снаряд содержит корпус с взрывчатым веществом, взрыватель, источник питания, детонатор, предохранительно-взводящий механизм и оптический датчик цели. В корпусе взрывателя размещены источник питания, детонатор и предохранительно-взводящий механизм. Предохранительно-взводящий механизм соединен с оптическим датчиком цели. Оптический датчик цели включает электронный блок, два и более приемоизлучающих канала. Каждый из приемоизлучающих каналов содержит импульсный источник оптического излучения и фотоприемник, соединенные с электронным блоком. Источник оптического излучения и фотоприемник образуют приемоизлучающий канал. Источник оптического излучения и фотоприемник расположены практически вплотную друг к другу. Оптические оси источника оптического излучения и фотоприемника направлены по направлению движения под углом <90° к продольной оси взрывателя и преимущественно параллельны. Необходимое количество излучателей в оптическом датчике цели определено из условия, при котором хотя бы для одного из излучателей оптического датчика Т t, где Т - период одного рабочего цикла детектирования одним приемоизлучающим каналом, t - временной интервал. Достигается повышение эффективности боеприпаса разрывного действия. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к снарядам с газовым подвесом. Снаряд с газовым подвесом содержит гладкую цилиндрическую часть. В цилиндрической части выполнена полость питания. Полость питания соединена с наружной цилиндрической поверхностью через питающие устройства. Полость питания заполнена веществом, имеющим высокую скорость горения. Полость питания соединена с тыльной частью снаряда через отверстие, в котором размещен термитный фитиль. Питающие устройства выполнены в виде отверстий малого диаметра. Оси отверстий направлены под углом к радиусу гладкой цилиндрической части. 1 з.п. ф-лы, 8 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 способу поражения наземных и воздушных целей. Способ поражения цели заключается в запуске группы, состоящей из двух функционально связанных между собой ракет, запускаемых одна за другой по цели со сдвигом во времени и доставке боевого снаряжения в зону поражения цели. Запускаемую первой ведущую ракету снабжают неотделяемым от борта устройством передачи информации о ее перемещении. Боевым снаряжением оснащают только ведомую ракету. Функциональную связь между ракетами осуществляют путем взаимодействия устройства передачи информации ведущей ракеты и пассивного канала, созданного на ведомой ракете. Задержку запуска между ведущей и ведомой ракетами выдают минимальной и достаточной для устойчивого захвата ведомой ракетой сигнала от ведущей. Достигается увеличение вероятности поражения цели. 3 з.п. ф-лы.