Патенты автора Свинцов Анатолий Вячеславович (RU)
Изобретение относится к области ракетно-космической технике, а более конкретно к охлаждению. Устройство тепловой защиты летательного аппарата выполнено в виде внешней и внутренней оболочек. Хладагент расположен в модулях капсульного типа, выполненных из капиллярно-пористого сетчатого материала, облицованного со всех сторон фольгой. Модули жестко закреплены на всей площади внешней поверхности внутренней оболочки с образованием зазора для выхода паров хладагента между внешней поверхностью модулей и внутренней поверхностью внешней обечайки. Внешняя поверхность модулей закрыта фольгой с малой степенью черноты, при этом толщина фольги определена из выявленного авторами соотношения. Достигается повышение долговечности. 2 ил.
Изобретение относится к области авиационно-космической техники, а более конкретно к головным отсекам (ГО) ЛА. ГО сверхзвукового ЛА включает лобовую поверхность с аэродинамической иглой (АИ) и боковую обечайку. Лобовая поверхность ГО выполнена соосной ступенчатой. Периферийная ступень выполнена в виде радиопрозрачного кольца. Дно центральной вогнутой или вершина центральной выпуклой ступени выполнены в виде кольца с 1-8 оптически прозрачными иллюминаторами. ГО может дополнительно иметь баллон с газом поддува и систему редуцирования газа. При этом отверстия подачи газа на лобовую поверхность ГО выполнены в корневой части АИ либо внутренней части центральной ступени. Достигается расширение диапазона скоростей полета ЛА. 18 з.п. ф-лы, 3 ил.
СПОСОБ ПОВЫШЕНИЯ НАДЕЖНОСТИ РАБОТЫ ЖИДКОСТНОЙ СИСТЕМЫ ОХЛАЖДЕНИЯ ОБОРУДОВАНИЯ ГЕРМЕТИЧНОГО ОТСЕКА // 2731136
Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) необитаемых отсеков, в частности объектов космической техники. До сборки в герметичном отсеке (1) на штуцере газовой полости компенсатора объема (6) жидкостного контура (7) устанавливают негерметичную заглушку (8). Полость низкого давления сигнализатора давления (3), контролирующего перепад давления между входом и выходом насоса (2), вместо входа в насос, сообщают с газовым объемом отсека (1). После окончательной сборки контура (7), куда входят известные элементы СТР, осуществляют заправку жидкостной системы. После вакуумирования контур заправляют теплоносителем до полного заполнения компенсатора объема (6), из которого сливают дозированный объем теплоносителя для компенсации возможного увеличения его объема. Затем отсек (1) наддувают, создавая через заглушку (8) одинаковое давление в газовом объеме этого отсека и жидкостной системе. Технический результат направлен на повышение надежности работы СТР (её долговременной герметичности) путём разгрузки соединений гидравлической магистрали системы от перепада давления с газовой средой герметичного отсека. 2 ил.
Изобретение относится к автономным системам конечного наведения летательных аппаратов (ЛА). Достигаемый технический результат - селекция морской цели (МЦ) оптико-электронной системы (ОЭС) конечного наведения ЛА, в том числе в условиях естественных и преднамеренных помех, посредством комплексирования пассивного тепловизионного и активного лазерного каналов. Указанный результат достигается тем, что в состав ОЭС ЛА включают пассивный тепловизионный канал (ТК) с матричным фотоприемным устройством (ФПУ) и активный импульсный лазерный канал (ЛК) с сонаправленными визирными осями, спектральный диапазон работы ЛК располагают внутри спектрального диапазона работы ТК, работу ЛК начинают после определения пеленга на МЦ посредством ТК либо другого (всепогодного) бортового канала селекции, устройство вывода и приема лазерного излучения ЛК стабилизируют по углам курса и тангажа относительно инерциальной системы координат ЛА, расходимость лазерного излучения выполняют в диапазоне от 0,1 до 8,0 мрад, частоту следования лазерных импульсов задают на уровне не менее 10 Гц, а принятое ФПУ ТК изображение синхронизируют с излучением ЛК с обеспечением работы по временному стробу, соотнесенному с дальностью до МЦ, полученной приемным устройством ЛК, при этом наличие МЦ определяют по ее одновременной фиксации по пеленгу приемными устройствами ТК и ЛК. 8 з.п. ф-лы, 1 ил.
СПОСОБ НАВИГАЦИИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА // 2686453
Изобретение относится к управляемым летательным аппаратам (ЛА) различных типов базирования. Технической задачей предлагаемого изобретения является создание способа навигации ЛА с радиолокационными и/или оптическими корреляционно-экстремальными системами конечного наведения (КЭСКН), позволяющего рационально с позиции критерия «эффективность-стоимость» реализовать необходимую точность привязки наблюдаемых изображений местности при использовании бортовой системы инерциальной навигации (СИН) с уровнем точности не выше среднего. Решение указанной технической задачи достигается тем, что при полетной навигации ЛА, включающей съемку местности бортовой КЭСКН с привязкой к осям бортовой СИН, сравнение наблюдаемого и предварительно подготовленного и размещенного в бортовом вычислителе (БВ) эталонного изображения, определение БВ положения ЛА относительно цели и пеленга на цель, - на ЛА размещают с привязкой к связанной системе координат (СК) не менее одной телевизионной камеры (ТВК) с матричным фотоприемным устройством (МФПУ), предварительно в БВ вводят каталог звездного поля с координатами звезд не более +5m по уровню блеска, сидерическое время пуска ЛА, стартовые географические координаты ЛА, после пуска ЛА при его выходе на пассивный участок траектории (ПУТ) посредством бортовых органов управления приводят угловые скорости ЛА по всем осям к близким к нулевым значениям по измерениям бортовой СИН, на ПУТ выше 20 км производят посредством ТВК не менее одной обсервации звездного поля, при этом осуществляют стабилизацию поля зрения ТВК по измерениям бортовой СИН, уход углового положения каждой из осей СИН на момент времени обсервации определяют в БВ как разность значений углового положения зафиксированного посредством МФПУ ТВК направления на ориентир звездного поля в связанной СК ЛА и расчетного направления на этот же ориентир относительно оси СИН в связанной СК ЛА, вычисленные значения уходов каждой из осей СИН сохраняют в БВ, по дальности до цели в БВ вычисляют поправку к угловому положению местной вертикали, возникающую вследствие кривизны земной поверхности, а в процессе навигации ЛА осуществляют съемку местности КЭСКН с привязкой к осям СИН с учетом вычисленных уходов и поправок. 12 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к управляемому ракетному оружию (УРО) классов «поверхность - поверхность», «воздух - поверхность». Технической задачей предлагаемого изобретения является такое управление полетом баллистического летательного аппарата (ЛА), при котором обеспечивается сохранение расчетных (допустимых по условиям эксплуатации) значений теплопритоков на конструктивные элементы (в том числе иллюминаторы) головной части (ГЧ) за счет аэродинамического торможения ЛА на конечном атмосферном участке траектории (КАУТ). Дополнительно, появляются возможности эффективного применения ложных целей (ЛЦ). Указанная техническая задача решается для баллистического ЛА (например, ракеты либо отделяемой ГЧ ракеты) следующим образом. При управлении полетом баллистического летательного аппарата (включающем ракетный разгон ЛА на активном участке траектории, свободное движение ЛА на пассивном участке траектории и управляемое движение ЛА на конечном атмосферном участке траектории) разгон ЛА осуществляют с установленным на ЛА головным обтекателем, на КАУТ ЛА аэродинамически тормозят до скорости М=1…8, на высоте 25…5 км при углах атаки и скольжения ЛА не более ±5 градусов сбрасывают головной обтекатель (ГО) и уводят его в сторону от траектории полета ЛА. 12 з.п. ф-лы, 6 ил.
Изобретение относится к авиационной и ракетной технике. Способ обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата заключается в охлаждении аппаратуры (2) двухконтурной системой охлаждения. Теплоотвод осуществляется во внешнем контуре путем испарения низкокипящего хладагента с отводом его паров в атмосферу. Охлаждение аппаратуры (2) приборного отсека во внутреннем контуре системы охлаждения осуществляют кондуктивной передачей тепла от приборов на испарители встроенных в вертикальные силовые сотопанели (3) вертикальных тепловых труб (4). В нижней части сотопанелей (3) размещают охлаждаемые приборы с большим адиабатическим нагревом. В направлении к верхней части сотопанелей (3) размещают приборы с меньшим адиабатическим нагревом. Конденсаторы тепловых труб охлаждают трубным теплообменником (5) внешнего испарительного контура. Изобретение улучшает термостабилизацию бортовой аппаратуры, повышает надежность и снижает энергопотребление. 2 ил.
СПОСОБ СТАРТА РАКЕТЫ ИЗ ТРАНСПОРТНО-ПУСКОВОГО КОНТЕЙНЕРА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ // 2544253
Группа изобретений относится к ракетной технике и может быть использована в транспортно-пусковых контейнерах (ТПК), находящихся в пусковых установках преимущественно подводных лодок. Способ старта ракеты из ТПК заключается в наддуве не поддерживающим горение газом подкрышечного объема ТПК с одновременным поступлением газа через обтюратор в донный объем, после чего отключают наддув при достижении необходимого давления в подкрышечном объеме контейнера с последующим наддувом донного объема контейнера газами от порохового аккумулятора давления (ПАД). Устройство для осуществления старта ракеты из ТПК включает обтюратор, ПАД, баллон высокого давления с пускоотсечным клапаном, соединенным с подкрышечным объемом контейнера трубопроводом, сигнализатор давления с трубопроводом, противоположный конец которого расположен в подкрышечном объеме контейнера. Достигается создание условий для надежного подводного старта ракеты из ТПК путем исключения гидравлических, колебательных и вибрационных воздействий на корпус ракеты. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.
