Патенты автора Разина Надежда Алексеевна (RU)
ТРАНСПОРТНО-ПУСКОВОЙ КОНТЕЙНЕР // 2741674
Транспортно-пусковой контейнер для хранения, транспортировки и запуска ракет содержит корпус цилиндрической формы с кольцевыми опорами, которые выступают за его наружный диаметр, и элементы конструкции, материализующие базовые плоскости транспортно-пускового контейнера. Базовые плоскости выполнены в виде трех контрольных площадок, параллельных базовым плоскостям транспортно-пускового контейнера, при этом верхняя контрольная площадка выполнена с возможностью установки прибора, измеряющего отклонение от горизонтальной плоскости, а боковые контрольные площадки с резьбовыми отверстиями для крепления оптических контрольных элементов выполнены с возможностью измерения положения по курсу относительно истинного меридиана. Технический результат - повышение точности измерений, сокращение времени выполнения операций, количества операторов и трудоемкости работ. 1 ил.
Изобретение относится к военной технике и может найти применение для прицеливания крылатых ракет (КР), размещаемых на самоходной пусковой установке. Для прицеливания крылатых ракет на самоходной пусковой установке (СПУ) определяют азимутальный угол инерциального блока (ИБ) ракеты по известному азимутальному углу маршрутно-навигационной системы топопривязки и ориентирования (МНСТО) самоходной пусковой установки. При этом в процессе штатных электрических проверок при горизонтальном положении подъемной стрелы с ракетами и МНСТО проводят измерения углового рассогласования по крену между инерциальном блоком ракеты и МНСТО и после перевода стрелы СПУ в вертикальное стартовое положение используют результаты измерений для расчета поправки к азимутальному углу, измеренному МНСТО. Обеспечивается меньшее количество измерений и проведение начальной выставки ИБ КР в режиме предстартовой подготовки не только в горизонтальном положении КР на СПУ, но и в вертикальном, что повышает точность определения взаимного положения осей ИБ КР и МНСТО СПУ без применения специальной оснастки для каждого этапа измерений, упрощает технологию контроля, сокращает время сборки КР, учитывает влияние деформаций конструкции КР и шасси СПУ на взаимное положение ИБ КР и МНСТО СПУ, уменьшает бесполетное время работы ИБ КР в инерциальном режиме. 4 ил.
Изобретение относится к военной технике и может найти применение для прицеливания наклонных пусковых установок крылатых ракет, размещаемых на надводных и подводных носителях. Способ основан на использовании результатов ранее проведенных измерений на заводе-изготовителе инерциального блока крылатой ракеты (ИБ КР) относительно внешних элементов КР по крену (параметр αХР) и курсу (параметр αYP), а также в процессе штатных регламентных проверок между ИБ КР и навигационным комплексом носителя (НКН) по крену (параметр αXКОП). Суть предлагаемого способа заключается в возможности определения крена стыковочного узла пусковой установки с учетом ранее измеренных параметров αYP, αXP, αXКОП для последующего вычисления курсовой поправки к положению инерциального блока ракеты относительно навигационного комплекса морского носителя. Технический результат – повышение точности определения начального азимутального угла ракеты, исключение проведения операций поэтапного контроля, применения специальных средств измерения и при необходимости исключение ошибки, обусловленной деформациями корабля на взаимное положение ИБ КР и НКН, путем проведения повторной электрической проверки. 3 ил.
Изобретение относится к военной технике и может найти применение при изготовлении крылатых ракет. Способ основан на использовании результатов измерений угловых рассогласований между инерциальным блоком и внешним узлом транспортно-пускового стакана, стыкуемого с пусковой установкой. Суть предлагаемого способа заключается в измерении углового рассогласования по крену между инерциальным блоком крылатой ракеты и внешним узлом транспортно-пускового стакана и последующим использовании результатов измерений для автоматического расчета поправки к азимутальному углу, измеренному навигационным комплексом носителя, во время предстартовой подготовки. Угловая поправка, измеряемая на заводе-изготовителе крылатой ракеты, записывается в постоянное запоминающее устройство бортовой цифровой вычислительной машины ракеты и используется во время предстартовой подготовки для расчета начального азимута инерциального блока крылатой ракеты. Расчет начального азимутального угла крылатой ракеты проводится во время предстартовой подготовки в автоматическом режиме без участия оператора и не требует дополнительных измерительных операций. Техническим результатом изобретения является повышение точности определения начального азимута инерциального блока крылатой ракеты. 2 ил.
Изобретение относится к военной технике и может найти применение при изготовлении наземных передвижных ракетных комплексов с крылатыми ракетами средней дальности. Технический результат - повышение точности. Для этого осуществляют сбор данных от маршрутно-навигационной системы топопривязки и ориентирования (МНСТО) из состава самоходной пусковой установки (дСПУ) и результатов измерений угловых рассогласований между осями инерциальной навигационной системы (ИНС) ракеты и МНСТО. При этом осуществляют измерение угловых рассогласований по курсу между продольной осью ИНС ракеты и продольной осью МНСТО и последующим использованием результатов проведенных измерений во время предстартовой подготовки для определения истинного азимутального угла ракеты путем расчета поправки к азимутальному углу, измеренному МНСТО. Массив угловых поправок, измеряемых на заводах-изготовителях ИНС, ракеты и СПУ записывается в постоянные запоминающие устройства. 3 ил., 1 табл.
