Патенты автора Акимов Владимир Николаевич (RU)
Изобретение относится к способам демонтажа раструба сопла ракетного двигателя. Для осуществления способа используют приспособление, состоящее из переходника и фланца. Сначала внутрь раструба сопла ракетного двигателя устанавливают переходник, имеющий коническую поверхность и стыковочный пояс. Переходник устанавливают таким образом, чтобы наружная поверхность его конической части сопрягалась с внутренней поверхностью раструба сопла, а стыковочный пояс упирался в торцевую поверхность раструба сопла. Производят временное крепление переходника в раструбе. Затем через направляющие отверстия конической части переходника выполняют сквозные отверстия в стенках раструба сопла, демонтируют временные крепежные элементы фиксации переходника, поворачивают переходник в раструбе сопла таким образом, чтобы резьбовые отверстия на его конической части совпали с выполненными сквозными отверстиями в раструбе сопла и устанавливают в резьбовые отверстия крепежные элементы. Далее к установленному в раструб сопла переходнику присоединяют фланец, имеющий стыковочный пояс и цилиндрическую часть. При этом совмещают соответствующие отверстия в стыковочных поясах переходника и фланца. Затем в отверстия цилиндрической части фланца устанавливают рычаг и поворотом рычага вручную осуществляют демонтаж раструба. Способ обеспечивает возможность демонтажа раструба сопла ракетного двигателя после проведения ОСИ без разрушения раструба. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.
Изобретение относится к способу формирования команд управления на рулевой привод в канале крена системы стабилизации осесимметричного летательного аппарата. Для формирования команд управления определяют углы атаки в двух продольных каналах управления (αу, αz) и команды управления (δI, δII, δэ) в трех каналах управления, вычисляют в бортовой аппаратуре системы стабилизации угол аэродинамического крена определенным образом, формируют с учетом угла аэродинамического крена четыре команды управления на рулевой привод летательного аппарата (δ1, δ2, δ3, δ4) для отклонения каждого аэродинамического руля определенным образом и подают эти команды на рулевой привод. Обеспечивается улучшение стабилизации летательного аппарата за счет снижения влияния аэродинамической перекрестной связи и уменьшение колебаний летательного аппарата. 17 ил.
Изобретение относится к способу формирования команд управления на рулевой привод системы стабилизации осесимметричного летательного аппарата. Для формирования команд управления определяют углы атаки в двух продольных каналах управления и пространственный угол атаки, число Маха и канальные команды управления в трех каналах управления, которые соответствуют углам отклонения аэродинамических рулей в каналах управления, по полученным данным вычисляют угол аэродинамического крена определенным образом, а также с помощью функции аэродинамического коэффициента дополнительной нормальной силы от отклонения аэродинамического руля, параметрами которой являются число Маха, пространственный угол атаки, угол аэродинамического крена и угол отклонения аэродинамического руля, вычисляют значения аэродинамического коэффициента дополнительной нормальной силы от отклонения каждого из четырех аэродинамических рулей определенным образом, формируют из трех канальных команд управления команды управления для подачи на каждый из четырех рулевых приводов летательного аппарата для отклонения каждого аэродинамического руля по определенным математическим зависимостям. Обеспечивается улучшение стабилизации летательного аппарата за счет снижения влияния аэродинамической перекрестной связи и уменьшение колебаний летательного аппарата. 17 ил.
Изобретение относится к области ракетной техники и используется для проведения испытаний и отработки в штатных условиях корабельного зенитного ракетного комплекса в части проведения облетов. Корабельная установка содержит поворотное устройство и размещенную на нем имитационную ракету. Поворотное устройство представляет собой рамную конструкцию, в задней части которой установлен механизм поворота имитационной ракеты в горизонтальной плоскости, обеспечивающий фиксацию ракеты в одном из пяти положений. Также имеются средства фиксации положения имитационной ракеты в одном из четырех положений по вертикали. Имитационная ракета состоит из головки самонаведения, отсека с размещенным в нем блоком инерциальной системы управления и задней крышки с электрическими соединителями. Фиксация в одном из пяти возможных положений имитационной ракеты по горизонтали производится на углы от 0° до 180° с дискретностью 45°, где 0° - положение носовой части имитационной ракеты перпендикулярно выбранному борту корабля. Фиксация в одном из четырех возможных положений имитационной ракеты по вертикали производится на углы от 0° до 45° с дискретностью 15°. Предложенное изобретение обеспечивает возможность ориентирования имитационной ракеты в горизонтальной и вертикальной плоскости без изменения курса корабля, а также не требует использования герметичного контейнера для ракеты. 7 з.п. ф-лы, 15 ил.
Изобретение относится к области управляемых ракет, а именно к механизму раскрытия складных аэродинамических рулей или крыльев беспилотных летательных аппаратов. Механизм раскрытия аэродинамического руля или крыла расположен в полости оси вращения в виде блока торсионов, соединен одним концом к неподвижной части, а другим – через механизм взведения к поворотной части. Блок торсионов представляет собой цилиндрический торсион, расположенный между двумя пакетами пластинчатых торсионов, закрепленных на торцах вставками. Технический результат заключается в оптимизации габаритных характеристик аэродинамических рулей или крыльев в сложенном положении при обеспечении усилия раскладывания в условиях мощного набегающего потока, а также в повышении надежности. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.
СКЛАДНОЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ РУЛЬ // 2538741
Изобретение относится к области управляемых ракет, а именно к складным аэродинамическим рулям беспилотных летательных аппаратов. Складной аэродинамический руль состоит из корневой части, складывающейся части, механизмов фиксации и раскрытия руля. В полости деталей корневой части руля размещены элементы механизма фиксации в виде подпружиненных стопоров, которые одновременно удерживают на поверхности руля механизм раскрытия при запирании их подпружиненным упором в отверстиях корневой части при сложенном положении аэродинамического руля. В консоли выполнено отверстие для фиксации аэродинамического руля в разложенном положении при помощи стопоров корневой части руля. Механизм раскрытия руля представляет собой ось с расположенной на ней пружиной, запираемой с двух сторон кронштейнами, при помощи которых происходит закрепление его на поверхности руля. Достигается оптимизация габаритных характеристик аэродинамических рулей, обеспечивается повышенная жесткость и возможность повторного складывания при наземных испытаниях систем ракеты. 7 ил.
СКЛАДНОЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ РУЛЬ // 2535789
Изобретение относится к области управляемых ракет, а именно к складным аэродинамическим рулям беспилотных летательных аппаратов. Складной аэродинамический руль беспилотного летательного аппарата состоит из корневой части, складывающейся части, подпружиненных стопоров и оси складывания с пружиной. Складывающаяся часть руля содержит консоль с выполненным отверстием. На концах консоли внутренняя поверхность выполнена в виде конусов, а торцы консоли имеют направляющие фаски. Достигается оптимизация габаритных характеристик аэродинамических рулей в сложенном положении при обеспечении усилия раскладывания в условиях мощного набегающего потока и повышение надежности. 3 з.п. ф-лы, 7 ил.
Изобретение относится к системам наведения ракет
Изобретение относится к системам наведения управляемых ракет
РАКЕТА // 2270413
Изобретение относится к ракетной технике, в частности к конструктивному выполнению ракет с аэродинамическими органами управления
