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 помощью аэродинамических поверхностей – F42B 10/62
Раздел F МАШИНОСТРОЕНИЕ; ОСВЕЩЕНИЕ; ОТОПЛЕНИЕ; ДВИГАТЕЛИ И НАСОСЫ; ОРУЖИЕ И БОЕПРИПАСЫ; ВЗРЫВНЫЕ РАБОТЫ
F42 Боеприпасы; взрывные работы
F42B Заряды, например для взрывных работ; пиротехника; боеприпасы
F42B 10/00 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
F42B 10/62 ..с помощью аэродинамических поверхностей
Патенты в данной категории
| МАЛОГАБАРИТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ С САМОСТАБИЛИЗИРУЮЩИМИСЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИМИ ПОВЕРХНОСТЯМИ
Изобретение относится к конструктивным и аэродинамическим элементам летательных аппаратов (ЛА), в частности к элементам выполнения аэродинамических поверхностей ЛА для осуществления стабилизации малогабаритных ЛА в плоскости траектории и управления малогабаритными ЛА при полете по баллистической траектории. Малогабаритный ЛА содержит фюзеляж, аэродинамические поверхности и хвостовое оперение. Аэродинамические поверхности установлены на фюзеляже в районе центра масс ЛА с возможностью вращения относительно продольной оси ЛА. Аэродинамические поверхности выполнены в виде двух закрепленных на узле вращения аэродинамических крыльев, симметрично расположенных относительно продольной оси ЛА и не лежащих в одной плоскости. Достигается повышение эффективности применения малогабаритного летательного аппарата за счет обеспечения самостабилизации положения аэродинамических поверхностей относительно фюзеляжа и создания ориентированной подъемной силы с использованием этих же аэродинамических поверхностей в плоскости траектории полета для управления полетом летательного аппарата. 3 ил. |
2489313 патент выдан: опубликован: 10.08.2013 |
|
| УСТРОЙСТВО СТАБИЛИЗАЦИИ АВИАЦИОННОЙ КРЫЛАТОЙ РАКЕТЫ
Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к устройствам стабилизации авиационных крылатых ракет на начальном этапе автономного полета. Сущность изобретения заключается в том, что корпус устройства стабилизации выполнен в виде выпуклой крышки, герметизирующей сопло твердотопливного разгонного двигателя ракеты, а органы управления - в виде четырех пар кинематически связанных между собой аэродинамических рулей и газовых рулей твердотопливного разгонного двигателя, каждая из которых размещена в плоскости установки аэродинамического руля маршевой ступени ракеты и связана с приводом указанного руля посредством тяг управления. Механизм управления рулями устройства стабилизации выполнен с возможностью отделения звеньев, управляющих положением аэродинамического руля устройства, а также - разделения с тягами управления от привода руля маршевой ступени. Реализация изобретения позволяет упростить структуру и уменьшить габариты устройства стабилизации, а также повысить аэродинамические характеристики крылатой ракеты. 7 ил. |
2315261 патент выдан: опубликован: 20.01.2008 |
|
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ЭЛЕКТРОПНЕВМАТИЧЕСКИМ РУЛЕВЫМ ПРИВОДОМ УПРАВЛЯЕМОГО СНАРЯДА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ
Изобретение относится к оборонной технике, к управляемым снарядам. Задачей изобретения является уменьшение амплитуды колебаний рулей электропневматического рулевого привода управляемого снаряда при действии знакопеременной шарнирной нагрузки на рулях, уменьшение лобового сопротивления снаряда без увеличения массы и габаритов двигательной установки, повышение точности обработки сигналов управления и точности удержания нулевого положения рулей при отсутствии сигналов управления без увеличения массы и габаритов аппаратуры управления. Поставленная задача решается за счет того, что в способе управления электропневматическим рулевым приводом управляемого снаряда, основанным на измерении угла поворота рулей  , сравнении измеренного значения с заданным и формировании сигнала управления, подаваемого на привод, путем пропускания сигнала ошибки управления углом поворота рулей  через усилитель и первый релейный элемент, для формирования сигнала управления на привод сигнал ошибки управления с выхода усилителя пропускают через последовательно соединенные усилитель-ограничитель и блок выделения модуля и подают на первый вход второго релейного элемента, на второй вход которого подают периодический сигнал треугольной формы фиксированной частоты с выхода генератора сигнала, выходной сигнал второго релейного элемента подают на вход генератора периодического сигнала треугольной формы управляемой частоты, частоту сигнала которого изменяют в соответствии с первой математической зависимостью. Выходной сигнал генератора управляемой частоты подают на второй вход первого релейного элемента. Начальную частоту сигнала генератора управляемой частоты устанавливают из условия обеспечения допустимой заданной амплитуды колебаний рулей при действии знакопеременной шарнирной нагрузки на привод, а амплитуду сигнала - из условия, определяемого второй математической зависимостью. Частоту генератора сигнала фиксированной частоты устанавливают существенно выше начальной частоты генератора сигнала управляемой частоты из условия обеспечения минимальной допустимой амплитуды пульсаций сигнала генератора управляемой частоты, а амплитуду сигнала - равной выбранной из условия, определяемого первой математической зависимостью. Уровень ограничения усилителя-ограничителя выбирают из обеспечения соотношения, определяемого третьей математической зависимостью. 2 с.п. ф-лы, 6 ил.
|
2206861 патент выдан: опубликован: 20.06.2003 |
|
| АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ РУЛЬ (ВАРИАНТЫ) Изобретение относится к области ракетостроения. Аэродинамический руль состоит из крыла и поворотного закрылка, ось которого расположена вдоль задней кромки крыла. По первому варианту закрылок выполнен в виде пространственной рамки, две противоположные пластины которой расположены с двух сторон относительно плоскости симметрии профиля крыла и установлены с зазором относительно его поверхности. Две другие пластины образуют боковые стойки, связанные с осью закрылка. По второму варианту закрылок выполнен в виде полого цилиндра со сквозным осевым продольным пазом. Ось цилиндра расположена в плоскости симметрии профиля крыла по оси закрылка, связанной с основаниями цилиндра. Ширина паза выполнена большей максимальной толщины профиля крыла. По третьему варианту закрылок выполнен в виде усеченного с полюсов параллельными плоскостями полого шара, установленного на оси, проходящей через его полюса параллельно плоскостям сечений. Диаметр внутренней окружности передней кромки закрылка больше максимальной толщины профиля крыла. Изобретение позволяет повысить эффективность управления снарядами и ракетами при снижении аэродинамической нагрузки на привод. 3 с.п. ф-лы, 9 ил., 1 табл. | 2184342 патент выдан: опубликован: 27.06.2002 |
|
| СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ УПРАВЛЯЕМОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И УПРАВЛЯЕМЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ Изобретение относится к технике летательных аппаратов. Способ управления полетом управляемого летательного аппарата заключается в управлении им поворотными воздушными рулями с подачей на его наружную поверхность за центр давления рулей рабочего газа. Летательный аппарат содержит поворотные воздушные рули и источник рабочего газа с пусковым устройством. В корпусе летательного аппарата за центром давления рулей выполнены сквозные отверстия, соединенные каналами с источником рабочего газа. Изобретение позволяет повысить скорость полета летательного аппарата без ухудшения управляемости. 2 с. и 6 з.п.ф-лы, 3 ил. | 2165585 патент выдан: опубликован: 20.04.2001 |
|
| БЛОК РУЛЕВЫХ ПРИВОДОВ Изобретение относится к области беспилотных летательных аппаратов и может быть использовано при разработке приводов аэродинамических рулей. Блок состоит из четырех исполнительных механизмов, укрепленных на внутренней поверхности фюзеляжа 19. Каждый механизм имеет корпус 1, вал 2 аэродинамического руля, электродвигатель 5, датчик 6 положения руля и редуктор из трех последовательно соединенных цилиндрической зубчатой передачи, шариковой винтовой передачи и передачи с реечным зацеплением. Датчик 6 связан с валом 2 с помощью пространственного кулачкового механизма. Изобретение направлено на повышение нагрузочной способности, крутильной жесткости и жесткости крепления исполнительных механизмов к фюзеляжу летательного аппарата. 4 з.п. ф-лы, 2 ил. | 2154593 патент выдан: опубликован: 20.08.2000 |
|
| УСТРОЙСТВО ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИМ СОПРОТИВЛЕНИЕМ ГИПЕРЗВУКОВЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ Изобретение относится к ракетной и космической технике. Преимущественная область использования - регулирование аэродинамического сопротивления маневрирующих в атмосфере гиперзвуковых летательных аппаратов. Технический результат - повышение статической устойчивости гиперзвукового летательного аппарата. Устройство для управления аэродинамическим сопротивлением, содержащее носовую часть и аэродинамическую иглу, выполненную в виде тонкого цилиндрического стержня с коническим наконечником, предлагается снабдить дополнительным количеством аэродинамических игл, размещенных в устройстве для хранения и подачи аэродинамических игл, и системой управления. Причем устройство для хранения и подачи аэродинамических игл предлагается выполнить в виде неподвижного цилиндрического герметичного корпуса, в котором размещают емкость для сжатого газа, соединенную через клапан с подающим каналом. Конец подающего канала присоединяют к направляющему каналу и снабжают датчиком положения аэродинамической иглы. Параллельные оси каналы с размещенными в них аэродинамическими иглами закрыты крышками и соединены через клапаны с емкостью для сжатого газа. Предлагаемая конструктивная схема устройства позволяет реализовать постоянное значение длины выдвинутой части аэродинамической иглы, что, в свою очередь, обеспечивает неизменной координату центра давления ГЛА и, следовательно, стабильность положения центра давления во время его длительного атмосферного планирования. В целом это позволяет повысить статическую устойчивость ГЛА в полете. 5 ил. | 2144652 патент выдан: опубликован: 20.01.2000 |
|
| СПОСОБ ПРОВЕРКИ ПРИВЕДЕНИЯ В РАБОЧЕЕ СОСТОЯНИЕ ГЕРМЕТИЧНОГО АВТОПИЛОТНОГО БЛОКА Изобретение относится к управлению летательными аппаратами, в частности малогабаритными управляемыми снарядами. Способ проверки заключается в том, что воздушно-динамический автопилотный блок со сложенными внутрь его корпуса и закрытыми герметизирующими щитками рулями и воздухозаборниками закрепляют на установочной плите. После закрепления подают напряжение поджига на электровоспламенитель механизма разгерметизации и раскрытия рулей и выдвижения воздухозаборников. На световом осциллографе регистрируют напряжение поджига и сигналы с выходов датчиков обратной связи о перемещении рулей. Контролируют время разгерметизации блока, раскрытия рулей и выдвижения воздухозаборников с момента подачи напряжения поджига до начала поворота рулей из рулевого положения к упору. При закреплении блока на установочной плите напротив щели для выхода одного из рулей каждого канала управления устанавливают направляющую под углом к продольной оси щели, равным максимальному углу поворота рулей. Угловое положение точки пересечения рабочей поверхности направляющей с линией продольного перемещения плоскости руля при раскрытии выставляют равным 5/6 угла раскрытия руля в продольной плоскости от исходного положения в сложенном состоянии до полного раскрытия и фиксации. Изобретение позволяет упростить проверку приведения в рабочее состояние герметичного автопилотного блока, работающего от набегающего воздушного потоками повысить точность контроля времени раскрытия рулей. 3 ил. | 2126949 патент выдан: опубликован: 27.02.1999 |
|