Патенты автора РЮФФИНО Фабрис (FR)
Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может найти применение для измерения угла атаки воздушного судна, а в более общем случае способно измерять информацию о воздушных параметрах указанного воздушного судна и выявлять нечувствительные к числу Маха, температуре и ошибкам из-за ухода параметров и отклонения. Технический результат – расширение функциональных возможностей. Для этого используется приемник, обеспеченный центральным датчиком, датчиками, смещенными относительно центра, и боковыми датчиками, и указанный приемник соединен с воздушным судном с возможностью поворота вокруг двух ортогональных осей. При этом предложен способ измерения угла атаки продольной оси воздушного судна по отношению к относительному воздушному потоку, причем согласно этому способу используют приемник, который обеспечен на его переднем конце датчиком центрального направления, который размещен на пересечении горизонтальной и вертикальной средних плоскостей указанного приемника, и по меньшей мере двумя датчиками эксцентрического направления средней плоскости, которые параллельны указанному датчику центрального направления и размещены на одинаковом расстоянии от него по обе стороны от указанной горизонтальной средней плоскости указанного приемника. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 4 ил.
СИСТЕМА ОРИЕНТИРУЕМОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ // 2612978
Изобретение относится к ориентируемой системе ракетного двигателя для летательных аппаратов. Система ориентируемого ракетного двигателя для летательного аппарата, содержащая ракетный двигатель (4), содержащий камеру (7) сгорания и сопло (8), подсоединенное посредством горловины (9) сопла, при этом система выполнена с возможностью ориентировать ракетный двигатель (4) относительно исходного положения, определяющего исходную ось, которая, при нахождении ракетного двигателя (4) в исходном положении, ортогональна к отверстию (10) для выброса газов из сопла и проходит через центр (C) отверстия (10) для выброса газов, при этом система содержит средство (11) наклона, посредством которого ракетный двигатель (4) жестко подсоединен к горловине (9) сопла посредством прилегающей части сопла (8) и которое наклоняет сопло (8) и камеру (7) сгорания в противоположных направлениях так, что ракетный двигатель принимает, относительно исходного положения, наклонные положения, в которых центр (C) отверстия (10) для выброса газов из сопла (8) расположен, по меньшей мере, приблизительно на исходной оси, при этом средство (11) наклона содержит полую опорную конструкцию (14A), имеющую форму усеченной пирамиды, которая выполнена с возможностью деформации в обоих направлениях первого направления (12) деформации под действием первого приводного средства (15), на малом основании (24) которой размещен ракетный двигатель (4) и внутри которой размещена камера (7) сгорания. Изобретение обеспечивает улучшение работы летательного аппарата за счет уменьшение аэродинамического сопротивления. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 8 ил.
