СБРАСЫВАЕМЫЙ ГОЛОВНОЙ ОБТЕКАТЕЛЬ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА (ВАРИАНТЫ)
DROP HEAD FAIRING OF AIRCRAFT (VERSIONS)

Изобретение относится к области авиации и ракетной техники, а именно головным обтекателям летательных аппаратов, например, управляемых ракет.
Из уровня техники известен сбрасываемый головной обтекатель управляемой ракеты (заявка на патент США №2006169841 от 03.08.2006 г., МПК F41G 7/00), содержащий, по крайней мере, две разделяемые части, которые соединены наконечником, снабженным пиропатроном.
Недостатками сбрасываемого головного обтекателя управляемой ракеты являются недостаточное увеличение дальности полета, недостаточная жесткость конструкции, отсутствие герметичности и риск повреждения аэродинамических поверхностей в момент сброса обтекателя, приводящие к снижению надежности и безопасности.
Также из уровня техники известен отделяемый обтекатель летательного аппарата (патент Европейского патентного ведомства №2354756 от 10.08.2011 г., МПК F42B 15/36), наиболее близкий к предлагаемому изобретению и выбранный в качестве прототипа. Отделяемый обтекатель состоит, по крайней мере, из четырех частей, две из которых составляют разделяемый наконечник, снабженный пиропатроном.
Недостатками отделяемого обтекателя летательного аппарата являются недостаточное увеличение дальности полета, недостаточная жесткость конструкции, отсутствие герметичности и риск повреждения аэродинамических поверхностей, приводящие к снижению надежности конструкции и безопасности.
Задачей предлагаемого изобретения является увеличение дальности полета, повышение надежности и безопасности полета.
Задача решается за счет того, что сбрасываемый головной обтекатель летательного аппарата, устанавливаемый на носовую часть, выполнен в виде тела вращения обтекаемой формы, заостренного спереди и имеющего открытый торец сзади, и содержит, по крайней мере, две створки, аэродинамический наконечник, соединяющий створки и снабженный системой отделения, в состав которой входит пиропатрон, разрезную тарель, по форме приближенную к носовой части и контактирующую с ней, выполненную из частей, количество которых совпадает с количеством створок обтекателя, при этом каждая часть тарели соединена с одной из створок; створки снабжены средствами обеспечения герметичности и соединены с летательным аппаратом с помощью шарнирных механизмов, расположенных в задней части каждой створки и выполненных с возможностью отделения створок от летательного аппарата.
В варианте изобретения задача решается за счет того, что сбрасываемый головной обтекатель летательного аппарата, выполненный в виде тела вращения обтекаемой формы из пластика или композиционных материалов, заостренного спереди и имеющего открытый торец сзади, устанавливаемый на носовую часть, при этом на внутренней поверхности обтекателя выполнены поперечная и продольные канавки с вложенными детонационными удлиненными зарядами, расположенные таким образом, что обтекатель разделен ими, по крайней мере, 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.
Сбрасываемый головной обтекатель летательного аппарата позволяет увеличить дальность полета летательного аппарата за счет снижения лобового сопротивления, повысить надежность за счет повышения жесткости и герметичности обтекателя, повысить безопасность сбрасывания обтекателя.
Сущность предлагаемого изобретения поясняется чертежами:
На фиг.1 изображен первый вариант сбрасываемого головного обтекателя летательного аппарата, вид сбоку в разрезе.
На фиг.2 изображен наконечник для первого варианта сбрасываемого головного обтекателя летательного аппарата, вид сбоку в разрезе.
На фиг.3 изображен шарнирный механизм для первого варианта сбрасываемого головного обтекателя летательного аппарата, вид сбоку в разрезе.
На фиг.4 изображен шарнирный механизм для первого варианта сбрасываемого головного обтекателя летательного аппарата, вид сзади в разрезе.
На фиг.5 изображен второй вариант сбрасываемого головного обтекателя летательного аппарата, вид сбоку в разрезе.
На фиг.6 изображен второй вариант сбрасываемого головного обтекателя летательного аппарата с соскальзывающим носиком, вид сбоку.
На фиг.1-6 обозначены следующие позиции:
1 - створки;
2 - наконечник;
3 - шарнирный механизм;
4 - тарель;
5 - штифт;
6 - предохранительный штифт;
7 - пиропатрон;
8 - головная часть;
9 - ослабляющая канавка;
10 - ось;
11 - скоба;
12 - крепление;
13 - поперечная канавка;
14 - продольная канавка.
В первом варианте сбрасываемого головного обтекателя летательного аппарата (далее обтекателя) обтекатель состоит, по крайней мере, из двух, а в рассматриваемом, в пределах данного описания, частном случае четырех створок 1, аэродинамического наконечника 2, шарнирных механизмов 3 (по одному на створку), разрезной тарели 4, уплотнителей (на фиг. не показаны). Створки 1 образуют обтекатель, представляющий собой тело вращения обтекаемой, например, оживальной формы, выполненный с определенным удлинением. Обтекаемая форма и удлинение обтекателя оказывают прямое влияние на снижение лобового сопротивления, при этом, чем больше удлинение, тем меньше сопротивление и тем выше дальность полета в результате использования изобретения. Экспериментально установлено, что удлинение обтекателя свыше трех калибров летательного аппарата неэффективно.
Четыре створки 1 удерживаются вместе металлическим наконечником 2 посредством четырех штифтов 5. От продольного перемещения наконечник фиксируется предохранительным штифтом 6. Задняя часть наконечника 2 является поршнем пиропатрона 7. Между створками 1 расположены уплотнители, позволяющие обеспечить герметичность обтекателя в рабочем состоянии. Уплотнители выполнены, например, в виде профилированных продолговатых металлических элементов, по форме повторяющих смыкающиеся края створок 1 обтекателя, снабженных в местах контакта со створками 1 дополнительными уплотнительными элементами из резины. Разрезная тарель 4, состоящая из количества частей, равного количеству створок 1, в рассматриваемом случае четырех, крепится заклепками к выступам, выполненным на внутренней стороне створок 1 обтекателя на расстоянии от торца и от наконечника. Тарель 4 выполнена выпуклой формы, приближенной к головной части 8 летательного аппарата и огибающей ее так, чтобы между ними было достаточное количество опорных точек соприкосновения для обеспечения устойчивости.
Каждая створка 1 имеет в торцевой части обтекателя заднюю законцовку, плавно сопряженную с корпусом ЛА. Для раскрытия обтекателя на внутренней поверхности створки 1 в области законцовки предусмотрена ослабляющая канавка 9.
Шарнирный механизм 3 предназначен для крепления обтекателя к корпусу и повороту створок 1 на начальный угол при отделении. Каждая створка 1 имеет свой шарнирный механизм 3, крепящийся к ней винтами с утопленными головками. Он состоит из основной оси 10, скобы 11 и крепления 12. Ось 10 закрепляется в корпусе ЛА и может вращаться вокруг своей оси. Крепление 12 устанавливается на створку 1 обтекателя при помощи винтов и вставляется в прямоугольный паз на оси 10 шарнирного механизма 3. Для предотвращения выхода крепления из паза предусмотрена установка двух скоб 11, которые крепятся к корпусу ЛА.
Во втором варианте обтекатель выполнен цельным из пластика или композиционных материалов и имеет общую форму, аналогичную обтекателю, описанному в первом варианте. В качестве средства отделения обтекателя в таком случае используются детонационные удлиненные заряды (ДУЗ). ДУЗ прокладываются в канавках 13 и 14, выполненных на внутренней поверхности обтекателя, а именно поперечной канавки 13 и как минимум двух продольных канавок 14, от поперечной канавки 13 до торца обтекателя. Поперечная канавка 13 расположена на пересечении внутренней поверхности обтекателя и плоскости, пересекающей продольную ось летательного аппарата под углом меньше 90°. В рассмотренном в пределах данного описания варианте осуществления изобретения выполнены четыре продольные канавки 14. Обтекатель закреплен на корпусе летательного аппарата с помощью, например, сухарного соединения.
Во втором варианте материал обтекателя, пластик или композиционные материалы, выполняет ту же функцию, что и шарнирные механизмы 3 в первом варианте обтекателя, и позволяет за счет малого веса обтекателя обеспечить безопасность отделения обтекателя и исключить вероятность повреждения аэродинамических поверхностей летательного аппарата. Также выполнение обтекателя из указанных материалов позволяет снизить мощность ДУЗ и исключить повреждения при их подрыве частей летательного аппарата, расположенных в головной части, например, ГСН.
Второй вариант обтекателя более выгодно использовать в случаях, когда ГСН функционирует на большей части траектории полета летательного аппарата, так как такой обтекатель можно выполнить радиопрозрачным.
Сбрасываемый головной обтекатель летательного аппарата работает следующим образом.
В первом варианте обтекателя после подачи сигнала на сброс обтекателя срабатывает пиропатрон. Под давлением образовавшихся газов срезается предохранительный штифт 6, и наконечник 2 отстреливается вперед по направлению полета. В корпусе пиропатрона 7 предусмотрены четыре отверстия в радиальном направлении (на фиг. не обозначены). Через эти отверстия потоком образовавшихся газов створкам 1 сообщается дополнительный начальный импульс, после чего они разлетаются в стороны под действием набегающего потока воздуха. Шарнирные механизмы 3 препятствуют преждевременному отделению створок 1 обтекателя, что может повлечь за собой повреждение корпуса ЛА. Они обеспечивают отделение при достижении определенного угла. Величина угла регулируется скобами 11 и определяется скоростью полета, расположением аэродинамических поверхностей и аэродинамическими характеристиками створок 1 обтекателя исходя из требований безопасности отделения. В каждом конкретном случае величина угла устанавливается экспериментально. При повороте оси 10 на определенный угол крепление 12 выходит из зацепления со скобой 11 и происходит отделение створок 1 обтекателя. Для дополнительной безопасности отделения (в случае близкого расположения аэродинамических поверхностей к головной части ракеты) плоскости разреза обтекателя совпадают с плоскостями расположения аэродинамических поверхностей.
Во втором варианте обтекателя после подачи сигнала на сброс обтекателя детонируют расположенные в канавках 13 и 14 обтекателя ДУЗ. Заряд, расположенный в поперечной канавке 13, срабатывает первым. За счет наклона плоскости расположения заряда отрезанный носик соскальзывает вниз, открывая центральное отверстие. После этого срабатывают ДУЗ в продольных канавках 14, и обтекатель разделяется потоком набегающего воздуха.
Сбрасываемый головной обтекатель летательного аппарата предназначен для применения в области авиации и ракетной техники для летательных аппаратов с затупленными носовыми частями, в частности, летательных аппаратов, оснащенных такими устройствами, как головки самонаведения (ГСН), и позволяет увеличить дальность полета летательного аппарата.