Патенты автора Головнев Игорь Георгиевич (RU)
Изобретение относится к способу обеспечения вихревой безопасности полета летательного аппарата (ЛА). Для обеспечения вихревой безопасности получают от бортовой системы сбора, контроля, обработки и регистрации полетной информации определенный набор параметров от ЛА-генератора вихрей и данного ЛА, параметры окружающей среды в области местоположения ЛА, определяют определенным образом геометрические размеры и месторасположение опасной зоны вихревого следа, рассчитывают вероятность туда попадания ЛА, рассчитывают моменты текущего крена ЛА, сравнивают их со значениями, соответствующими плану полета и в случае превышения допустимых значений оповещают экипаж и совершают маневр для выхода из опасной зоны. Обеспечивается повышение безопасности полета. 4 ил.
Изобретение относится к наземным испытаниям элементов летательных аппаратов (ЛА), а именно к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на поверхности элементов ЛА, например обтекатели головок самонаведения авиационных ракет, антенные обтекатели, отсеки с ракетой, в наземных условиях. Предлагаемый способ воспроизведения аэродинамического нагрева элементов ЛА путем проведения теплового эксперимента на стенде с применением горячего кожуха включает в себя несколько циклов нагревания элементов ЛА подогретым воздушным потоком и лучистым тепловым потоком от горячего кожуха. Перед проведением теплового эксперимента рассчитывают температуру восстановления воздушного потока в полете и коэффициент теплоотдачи на стенде и в полете при условии, что коэффициент теплоотдачи на стенде меньше коэффициента теплоотдачи в полете, затем проводят первый цикл нагревания элементов ЛА при стендовом коэффициенте теплоотдачи и температуре восстановления подогретого воздушного потока равной температуре восстановления в полете. Особенностью предлагаемого способа является то, что первый цикл нагревания проводят при дополнительном условии проведения теплового эксперимента, согласно которому температура горячего кожуха равна температуре окружающей среды, воспринимающей тепловое излучение от элементов ЛА в полете. Причем в процессе первого цикла нагревания элемента ЛА измеряют температуру поверхности элемента ЛА. Затем проводят второй и последующие циклы нагревания подогретым воздушным потоком и лучистым тепловым потоком от горячего кожуха при неизменном стендовом коэффициенте теплоотдачи и температуре восстановления, равной температуре восстановления в полете с поддержанием температуры поверхности горячего кожуха, которую рассчитывают перед каждым текущим циклом нагревания элемента ЛА. Причем тепловой эксперимент завершают, когда измеренная температура элемента ЛА на текущем цикле нагревания будет отличаться от измеренной температуры элемента ЛА на предыдущем цикле нагревания не более чем на величину допускаемой погрешности измерения или температуры равны друг другу. Технический результат - повышение точности и достоверности воспроизведения теплового воздействия на поверхность элементов ЛА при аэродинамическом нагреве при снижении трудоемкости проведения эксперимента. 1 ил.
Способ определения температурного поля элементов летательного аппарата при аэродинамическом нагреве // 2739524
Изобретение относится к методам и средствам наземных испытаний элементов летательного аппарата (ЛА), а именно к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на поверхности элементов ЛА, например, обтекатели головок самонаведения авиационных ракет, антенные обтекатели, отсеки с ракетой в наземных условиях. Температурное поле элементов ЛА при аэродинамическом нагреве по предложенному способу определяется в результате проведения теплового эксперимента на стенде, включающего в себя несколько циклов нагревания элементов летательного аппарата подогретым воздушным потоком. Перед проведением теплового эксперимента рассчитывают температуру восстановления воздушного потока в полете и коэффициенты теплоотдачи на стенде и в полете так, что коэффициент теплоотдачи на стенде меньше коэффициента теплоотдачи в полете. Первый цикл нагревания осуществляется при коэффициенте теплоотдачи, равном коэффициенту теплоотдачи на стенде, и температуре восстановления подогретого воздушного потока, равной температуре восстановления воздушного потока в полете, а последующие циклы нагревания проводятся при неизменном коэффициенте теплоотдачи и рассчитанной температуре восстановления подогретого воздушного потока. Причем время проведения каждого цикла нагревания элемента ЛА равно заданному времени полета, при этом тепловой эксперимент завершается, когда измеренная температура поверхности элемента ЛА на текущем цикле нагревания элемента ЛА будет отличаться от измеренной температуры поверхности элемента ЛА на предыдущем цикле нагревания элемента ЛА не более чем на величину допустимой погрешности системы измерения или температуры будут равны друг другу. Технический результат - повышение точности и достоверности определения температурного поля элементов летательного аппарата при аэродинамическом нагреве при снижении трудоемкости проведения эксперимента.
Изобретение относится к испытательной технике и может быть использовано для исследования функционирования систем радиосвязи с гиперзвуковым летательным аппаратом. Технический результат заключается в повышении достоверности и точности проведенных измерений радиотехнических характеристик радиоаппаратуры ГЗЛА. Изобретение представляет собой способ определения коэффициента затухания сигналов в канале радиосвязи с ГЗЛА, заключающийся в том, что через передающую антенну в стороннем передающем устройстве непрерывно излучают сигналы на заданной частоте, принимаемые последовательно с разделением по времени приемной антенной имитатора ГЗЛА, подвергающейся воздействию аэротермодинамических нагрузок, и приемной антенной, размещенной вне зоны воздействия аэротермодинамических нагрузок при движении ракетной тележки по ракетному рельсовому треку, при этом коэффициент затухания сигнала в канале радиосвязи с ГЗЛА определяют по отношению мощности сигнала приемной антенны с воздействием аэротермодинамических нагрузок к мощности сигнала приемной антенны без воздействия аэротермодинамических нагрузок, и устройство для осуществления способа. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к способам обеспечения безопасности эксплуатации летательных аппаратов
