Итоги науки и техники. Ракетостроение 1963-1965. ШУМЕЙКО И.И. Крылатые космические корабли. - М., 1966, с.64 и 65. SU 1811129 A1, 10.10.1996. RU 2148537 C1, 10.05.2000. US 3276722 A, 04.10.1966. US 3289974 A, 06.12.1966.
Имя заявителя:
Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Московский авиационный институт (государственный технический университет) (МАИ) (RU), Малышев Геннадий Викторович (RU), Егоров Юрий Григорьевич (RU), Кульков Владимир Михайлович (RU)
Изобретатели:
Малышев Геннадий Викторович (RU) Егоров Юрий Григорьевич (RU) Кульков Владимир Михайлович (RU)
Патентообладатели:
Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Московский авиационный институт (государственный технический университет) (МАИ) (RU) Малышев Геннадий Викторович (RU) Егоров Юрий Григорьевич (RU) Кульков Владимир Михайлович (RU)
Реферат
Изобретение относится к аэрокосмической технике и может использоваться для доставки различных полезных нагрузок в отдаленные точки поверхности Земли с применением авиационно-ракетного старта. Летательный аппарат (ЛА) выполнен по схеме «летающее крыло» с двойным стреловидным вертикальным оперением и рулями управления. Крыло ЛА имеет большую стреловидность (70-76°) и выполнено с прямым и обратным клиновидным профилем, максимальная толщина которого приходится на середину хорды. Фюзеляж имеет веретенообразную форму, причем угол конусности (6-10°) его носовой части выбран так, чтобы фюзеляж находился в зоне аэродинамической тени крыла на режимах гиперзвукового полета. На поверхность ЛА нанесено теплозащитное покрытие, причем передние кромки носовой части фюзеляжа, крыла и вертикального оперения выполнены затупленными. Полет аппарата осуществляют по программируемой рикошетирующей траектории с начальным углом бросания в диапазоне 5-8° и скорости в диапазоне (6500-7500) м/с. На этапе погружения в атмосферу изменение вектора аэродинамической силы осуществляют путем выбора оптимального угла атаки. Случайный разброс параметров траектории компенсируют аэродинамическими маневрами на крейсерском и завершающем участках в диапазоне располагаемого аэродинамического качества. Программу управления строят на основе прогноза точек прицеливания (выхода в конечную зону). Технический результат изобретения направлен на повышение дальности полета за счет управления на этапе погружения в атмосферу и обеспечение минимальной массы теплозащиты за счет циклического охлаждения нагретой в плотных слоях атмосферы конструкции поверхности аппарата. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 2 ил.
Поиск патентов
Получить полное описание патента