Патенты автора Лавренов Александр Николаевич (RU)

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.

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.

Изобретение относится к комплексам противовоздушной обороны мобильных и стационарных объектов. Технический результат – повышение эффективности обнаружения и поражения воздушной цели. Способ обнаружения и поражения воздушной цели ракетным комплексом включает поиск и селекцию воздушной цели - ВЦ в зоне ответственности ракетного комплекса – РК. Для этого определяют координаты и скорость ВЦ, рассчитывают точки упреждения для перехвата ВЦ самонаводящимся поражающим элементом - ПЭ, обеспечивают старт и доставку ПЭ в точку перехвата. Визируют ВЦ с помощью головки самонаведения - ГСН ПЭ вплоть до механического поражения ВЦ. ПЭ доставляют в точку перехвата по навесной баллистической траектории посредством неуправляемой ракетной ступени – PC. Эту ступень отделяют от ПЭ не ниже высоты полета ВЦ. После отделения PC производят развертывание ПЭ в конфигурацию автономного полета. Далее осуществляют программное зависание ПЭ на высоте ниже ВЦ либо снижение ПЭ со скоростью не более 10 м/с головной частью вверх. При этом с помощью головки самонаведения ПЭ сканируют воздушное пространство выше линии горизонта последовательно по всем азимутам от 0° до 360° при единичном обороте и углу места от линии горизонта до зенита. При обнаружении и селекции ВЦ с помощью ГСН выполняют ее захват на сопровождение. С помощью ПЭ с собственной двигательной установкой - ДУ выполняют перехват ВЦ с последующим ее поражением. 17 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области информации, в частности к способам формирования визуально воспринимаемой информации. Технический результат заключается в осуществлении практической реализации визуально наблюдаемых короткоживущих изображений типа "салют" ("фейерверк", "метеорный дождь"), охватывающих значительную часть небосвода над зоной наблюдения. Способ формирования визуально воспринимаемой информации включает образование изображения из выводимых на орбиту искусственных спутников планеты, при этом искусственные спутники выводят на орбиту заблаговременно в составе космического аппарата-носителя, при создании орбитального изображения искусственные спутники отделяют от аппарата-носителя и сообщают им импульс характеристической скорости до 500 м/с таким образом, чтобы, двигаясь по собственным траекториям, они вошли в зону визуального наблюдения на высоте 60…100 км в определенный программный момент времени формирования орбитального изображения, при этом в состав искусственных спутников вводят пирофорные материалы. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к аэродинамическому управлению техническими объектами, преимущественно малоразмерными летательными аппаратами (ЛА), совершающими полет с маневрированием на небольших углах атаки и скольжения (например, по прямолинейным или баллистическим траекториям). Для аэродинамического управления летательным аппаратом (ЛА) (1) производят периодическое выдвижение в обтекающий ЛА воздушный поток консолей (2) с их последующим утапливанием в исходное положение. При этом консоли (2) размещают в фюзеляже ЛА (1) симметрично его тангажной плоскости. Выдвижение каждой консоли (2) производят на 10%…100% ее размаха с частотой ввода в воздушный поток до 200 Гц. Поперечному сечению консоли (2) придают конфигурацию плоской пластины или аэродинамического профиля. На ЛА (1) размещают не менее двух пар консолей (2). Консоли (2) каждой пары разворачивают до достижения их средними аэродинамическими хордами (САХ) угла ±(0,5 … 45) градусов относительно плоскости симметрии пары, параллельной продольной оси ЛА. В обтекающий ЛА воздушный поток вводят одновременно не менее двух консолей (2). Обеспечивается эффективное аэродинамическое управление летательным аппаратом в «релейном» режиме без потерь скорости при интенсивной штатной работе и с возможностью размещения аэродинамических рулей не на плоскостях, а в фюзеляже, более плотная по сравнению с традиционными схемами складывающихся аэродинамических рулей компоновка, меньшая конструктивная сложность и энергопотребление приводов, отсутствие специализированных систем раскрытия (в т.ч. синхронного) и фиксации консолей рулей, удобство герметизации (например, пленочным кольцом), повышенная общая надежность при хранении и эксплуатации. 8 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам запуска летательных аппаратов (ЛА) самолетной схемы. Способ старта и подъема летательного аппарата самолетного типа включает размещение ЛА и фиксацию в стартовой конфигурации со сложенным крылом внутри ракетной стартово-разгонной ступени (СРС), после старта связку СРС-ЛА выводят на высоту 0,5…25,0 км начала целевого функционирования ЛА. После срабатывания СРС разделяют ЛА и СРС при значениях скоростного напора не более 4000 кг/м⋅с2, после чего осуществляют развертывание крыла ЛА в маршевую конфигурацию. При этом ракетный двигатель СРС размещают в ее головной или хвостовой части. Связку СРС-ЛА выполняют статически устойчивой и/или управляемой на всей траектории ее полета. Обеспечивается вывод летательных аппаратов с крылом большого удлинения на высоту целевого функционирования и их защита (экранирование) от воздействия скоростного напора. 8 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к крылатым и аэробаллистическим ракетам с прямоточными воздушно-реактивными двигателями (ПВРД). Сверхзвуковая ракета (СР) включает фюзеляж в составе головного, центральных и хвостового отсеков, ПВРД и нерегулируемый воздухозаборник, бортовую аппаратуру системы управления в составе системы инерциальной навигации, системы конечного наведения, высотомера и обеспечивающих систем, аэродинамические рули, утопленную в камере сгорания ПВРД твердотопливную стартово-разгонную ступень. Передняя панель головного отсека фюзеляжа выполнена в виде клина с углом развала плоскостей 60°…170° в тангажной плоскости и с аэродинамической иглой по продольной оси CP. В плоскостях клина заподлицо с внешней поверхностью выполнено не менее двух плоских иллюминаторов СКН, которая выполнена комбинированной в виде радиолокационных и оптико-электронных каналов. Воздухозаборник выполнен подфюзеляжным с полуконусом сверхзвукового диффузора, складным в калибр CP. CP снабжена бугелями под направляющие торпедного аппарата либо обтюраторами под транспортно-пусковой контейнер, сгруппированными не менее чем в два пояса. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности селекции целей в сложной помеховой обстановке. 12 з.п. ф-лы, 5 ил.

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 возобновляемой энергетике, в частности, может быть применено в солнечной энергетике для придания дополнительных функций устройствам, преобразующим солнечное излучение в тепловую или электрическую энергию. Преобразователь солнечной энергии включает корпус, приемник лучистого потока, защитный экран, в который внедрены или располагаются на поверхности защитного экрана красители или тонкопленочные элементы. Тонкопленочные элементы представляют собой неорганические тонкие пластинки или органические полимерные пленки. На корпусе преобразователя солнечной энергии установлены источники излучения. На защитном экране установлены источники излучения. Изобретение позволяет увеличить функциональность, сформировать экологически и эстетически перспективные энергосберегающие комплексы различного масштаба и инженерно-архитектурного стиля. 3 з.п. ф-лы, 3 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 способам комбинированной маскировки надводного корабля от радиолокационных, радиотехнических и оптико-электронных средств обнаружения и самонаведения противокорабельных крылатых ракет (ПКР). Для радиооптической маскировки надводного корабля (1) в движении и на стоянке от ПКР включают активацию размещенных на ловушке вблизи надводного корабля (1) источников активных и пассивных помех (3) различных спектральных диапазонов. При этом в качестве ловушки применяют один или более летательных аппаратов-электролетов (2) многовинтовой вертолетной схемы, соединенных с надводным кораблем посредством кабеля длиной не менее длины корпуса корабля. Летательные аппараты заблаговременно выводят на полную длину кабеля в направлении, перпендикулярном угрожаемому азимуту атаки ПКР. От надводного корабля (1) по кабелю осуществляют электропитание и управление летательными аппаратами (2). Источники активных и пассивных помех (3) опускают с летательных аппаратов (2) на тросе до высоты не более 30 м от поверхности воды и активируют по команде с надводного корабля (1) по факту атаки надводного корабля ПКР. Обеспечивается длительная непрерывная всеазимутальная радиооптическая маскировка надводного корабля в движении и на стоянке от ПКР, в том числе в нескольких спектральных диапазонах одновременно. 11 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к конструкции корпусов скоростных летательных аппаратов (ЛА), преимущественно малых калибров. Для обечайки с длиной образующей L и с гладкой несущей стенкой толщиной δ корпуса цилиндрической, конической или биконической формы - в стенке обечайки с одного или двух торцов осесимметрично выполнены глухие отверстия диаметром d и длиной l1, l2 таким образом, чтобы δ=d+2(0,5-4,0) мм, L=(l1+l2)+(2-20) мм. В одну или более полость глухого отверстия установлена теплоаккумулирующая вставка или балансировочная масса. Теплоаккумулирующая вставка выполнена из материала с фазовым переходом при температуре не ниже +70°C. В открытой части глухого отверстия выполнена канавка диаметром D и глубиной h таким образом, чтобы D=ƒ+(0,1-0,8) мм, h=S+(0,1-2,0) мм, где ƒ - диаметр закраины пробки теплоаккумулирующей вставки, S - толщина закраины пробки. Изобретение позволяет улучшить критерий "эффективность - стоимость - время создания и отработки". 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к узлам крепления летательных аппаратов (ЛА). Способ крепления плоского защитного стекла иллюминатора включает установку стекла в оправу, его фиксацию по контуру планкой, герметизацию. Оправой служит корпус ЛА, на буртики которого изнутри наносят слой герметика или изолирующего покрытия толщиной до 3 мм. Стекло устанавливают в корпус изнутри до упора в буртики и фиксируют изнутри съемной контурной планкой с плоской прижимной частью. Герметизацию стыков между стеклом, корпусом и планкой осуществляют с помощью упругих прокладок и герметика. Контурную планку закрепляют изнутри корпуса винтами. Герметизацию внутреннего объема осуществляют посредством упругой прокладки, которую размещают между боковой поверхностью защитного стекла и корпусом. Изобретение направлено на выравнивание наружной поверхности ЛА. 10 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к азимутальному прицеливанию мобильных пусковых установок (ПУ) ракетно-артиллерийского вооружения сухопутных войск при стрельбе по ненаблюдаемой цели. Техническим результатом предлагаемого изобретения является повышение точности азимутального прицеливания пусковой установки, в т.ч. со сменными транспортно-пусковыми контейнерами (ТПК) с ракетами класса «земля - земля», при минимизации действующих на спутниковый измеритель неблагоприятных воздействий от специфической целевой работы ПУ. Подъемно-поворотную ПУ и спутниковый измеритель располагают на мобильном шасси (МШ) длиной не менее 3 м. Посредством антенн спутникового измерителя формируют базовое направление (БН) в диапазоне углов между продольной осью и диагональю МШ в плане. Одну антенну измерителя устанавливают в передней, а вторую антенну измерителя устанавливают в задней оконечности МШ стационарно либо на раскладной штанге. Производят координатную привязку БН к связанному с МШ неподвижному угломерному лимбу ПУ. Разворот ПУ по направлению стрельбы производят относительно БН, зафиксированного посредством угломерного лимба. 8 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к ракетной и авиационной технике, а более конкретно - к ударным беспилотным системам для поражения наземных и надводных целей. В отсеке боевого оснащения (БО) летательного аппарата (ЛА), включающем силовой набор, обечайку и вкладную боевую часть (БЧ), обечайка и силовой набор отсека БО выполнены из конструкционного материала, воспламеняющегося при подрыве БЧ и поддерживающего горение в воздухе. В силовом наборе могут быть выполнены полости, внутри которых размещаются ампулы с жидкой углеводородной либо твердой термобарической смесью для организации дефлаграционного горения. В ряде случаев, например при необходимости теплоизоляции внутренних объемов отсека БО, на внутренней поверхности обечайки могут устанавливаться теплоизолирующие маты, которые закрепляются на обечайке точечно, с шагом не менее 10 мм. На внутреннюю поверхность обечайки может быть нанесен горючий состав, с температурой его воспламенения не менее температуры полного торможения воздушного потока при максимальной скорости полета ЛА, но не более температуры воспламенения конструкционного материала обечайки отсека БО. Горючий состав может быть выполнен теплоизолирующим. Между БЧ и обечайкой могут быть размещены сбрасываемые в полете ложные цели, при этом обечайка выполняется разрезной. Применение предложенного технического решения в беспилотных ударных ЛА позволит увеличить боевое могущество БЧ и зажигательное действие боевого оснащения за счет синергетического эффекта взаимодействия продуктов подрыва БЧ и элементов отсека БО, при этом в ряде случаев может быть реализована дополнительная возможность размещения в отсеке БО сбрасываемых в полете ложных целей. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к военной технике, преимущественно к тактическим и оперативно-тактическим комплексам управляемого ракетного оружия (УРО) с баллистическими (аэробаллистическими) и высотными крылатыми ракетами. В состав оптико-электронной корреляционно-экстремальной СН ракеты дополнительно вводят лазерный высотомер (ЛВ). Функционирование СН начинают на удалении от цели и при высоте полета ракеты 1…20 км, при этом, в случае приема ЛВ отраженных подстилающей поверхностью сигналов выше порогового уровня, производят корреляционно-экстремальную привязку к подстилающей поверхности и коррекцию пикирующей траектории ракеты вплоть до окончания полета. В случае приема ЛВ отраженных сигналов ниже порогового уровня, осуществляют программный маневр ракеты в плоскости стрельбы с выходом на участок пологого планирования на высоте 100…500 м за 0,5…15,0 км от цели, производят корреляционно-экстремальную привязку к подстилающей поверхности и коррекцию планирующей траектории ракеты, с пикирующим конечным участком за 0,1…2,0 км от цели, вплоть до окончания полета. Изобретение позволяет расширить погодный диапазон применения ракет. 2 ил.

Изобретение относится к управлению групповым полетом, в котором среднюю угловую скорость всех искусственных спутников Земли (ИСЗ) в группе поддерживают равной средней за виток угловой скорости пассивного ИСЗ. Последний располагают на центральной орбите группы. Активные ИСЗ поддерживают свое орбитальное положение относительно пассивного ИСЗ путем периодической реактивной коррекции. Техническим результатом изобретения является обеспечение заданной конфигурации строя ИСЗ, наблюдаемой с определённых мест поверхности Земли. 2 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в искусственных спутниках Земли (ИСЗ). ИСЗ содержит силовой корпус в виде кольца с удлинением и передней частью в виде воронки, с кольцевым механическим демпфером с картечью или дробью, с элеронами, аэродинамический кольцевой стабилизатор (КС) в виде пленочного с металлизированной наружной поверхностью рукава с удлинением, гаргротами и кольцевыми ребрами жесткости, с перфорированной диафрагмой, стропы, тросы, дополнительные КС с диафрагмами, реактивную двигательную установку с многосопловыми блоками и рабочим телом в виде холодного газа. 14 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к орбитальному движению искусственных спутников Земли (ИСЗ), совершающих групповой полет. Поддержание расстояния между ИСЗ по фронту производится путем периодического включения на ближней границе разрешенного коридора движения реактивной двигательной установки (ДУ) активного ИСЗ. Тяга ДУ ориентирована перпендикулярно плоскости орбиты активного ИСЗ в направлении от плоскости орбиты пассивного ИСЗ. Поддержание расстояния между ИСЗ по дистанции производится периодическим изменением высоты полета активного ИСЗ с включением его ДУ вдоль местной вертикали или периодическим изменением скорости полета активного ИСЗ с включением его ДУ вдоль направления полета. Техническим результатом изобретения является создание способа группового орбитального движения двух и более ИСЗ, включающего их полет по близким орбитам с возможностью изменения положения активных аппаратов относительно пассивного, поддержание заданной конфигурации орбитального построения относительно наблюдателя на поверхности Земли. 1 ил.

САМОЛЕТ // 2569165
Изобретение относится к авиационной технике. Самолет содержит фюзеляж, крыло, хвостовое оперение и винтомоторную установку, включающую двигатель, трансмиссию и соосные воздушные винты противовращения. Лопасти воздушных винтов (ВВ) выполнены в виде гибких лент с удлинением 4…200, корневые части которых закреплены на синхронно поворотных барабанах, концевые части выполнены в виде центробежных грузов обтекаемой формы с жестко зафиксированными либо управляемыми аэродинамическими рулями. Мидель ВВ в сложенной конфигурации не превышает миделя фюзеляжа самолета. На ленту от ее концевой части и не менее чем на 25% общей длины лопасти может быть нанесено упругое покрытие, выполненное в виде аэродинамического профиля. Изобретение направлено на повышение протяженности маршевого участка высотного самолета. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к комплексам разведки морских надводных целей. Перед погружением платформы в воду на подвижный носитель вводят координаты точки погружения, платформу дополнительно снабжают устройствами радиоприема и звукоподводного приема сигналов пункта управления, в качестве подвижного носителя активного сенсора применяют беспилотный летательный аппарат (БЛА) самолетного типа со складным крылом и ракетной стартово-разгонной ступенью (СРС). Технический результат - создание «асимметричной» морской силы, основанной на «минном» (в т.ч. заблаговременном) размещении в ключевых районах акватории Мирового океана необходимого (располагаемого) количества средств всепогодной круглосуточной воздушной разведки и целеуказания с их оперативным задействованием по сигналу либо программно (автономно «по месту»), а также ударных ракетных противокорабельных комплексов различных видов базирования и различного диапазона дальностей применения; сковывания боевого могущества крупных корабельных группировок, в т.ч. авианосных, путем возможного внезапного вскрытия их дислокации, структуры, маршрутов движения (маневров) в любом районе Мирового океана; неограниченного скрытного наращивания «минной» группировки средств разведки и целеуказания при невозможности для неприятеля их полномасштабного выявления и контроля (уничтожения); демонстрации присутствия (оперативного наблюдения) в особых ситуациях, а также применения для длительного высокодетального освещения обстановки при стихийных бедствиях и техногенных катастрофах (в т.ч. с возможностью многократного применения в мирное время); при разработке типоряда технических устройств для реализации данного способа обнаружения морских целей - возможность экспорта подобных устройств как продукции двойного назначения. 14 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к авиакосмической технике и может быть использовано при мягкой посадке летательного аппарата (ЛА). Спускают и приземляют ЛА с помощью парашютно-реактивной системы, измеряют скорость и направление ветрового сноса ЛА, рассчитывают уровень тяги ракетного двигателя твердого топлива обнуления ветрового сноса (РДТТ ОВС), включают не менее одного многосоплового РДТТ ОВС с фиксированной массой, геометрией топливного заряда и осями сопел в плоскости поперечного сечения ЛА, разворачивают ЛА к моменту касания земли базовой плоскостью. Сопла РДТТ ОВС выполняют фиксированными или поворотными. Изобретение позволяет исключить кувыркание ЛА после посадки и отстрела куполов парашютов приземления. 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к военной технике, в частности к способу подрыва осколочно-фугасной боевой части (ОФБЧ). Способ подрыва ОФБЧ самонаводящегося боеприпаса с управляющим блоком (УБ) осуществляется посредством ударного воздействия бойка на головное взрывательное устройство (ВУ) мгновенного действия ОФБЧ. Боеприпас снабжен системой управления. Ударное воздействие бойка на ВУ осуществляют через дополнительно введенную в состав УБ аэродинамическую иглу (АИ), которую опирают на боек. Для осколочного подрыва ОФБЧ производят, в момент удара УБ о преграду, механическую расфиксацию и утапливание АИ и бойка в корпус УБ соосно его продольной оси вплоть до удара бойка по ВУ. Для фугасного подрыва ОФБЧ, по команде системы управления УБ, АИ жестко заклинивают в корпусе УБ. Достигается придание самонаводящимся боеприпасам нового качества ситуационного преобразования типа подрыва. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к вычислительной технике и может быть использовано при формировании эталонной информации (изображений) для корреляционно-экстремальных навигационных систем летательных аппаратов (ЛА). Техническим результатом является повышение эффективности планирования и подготовки полетных заданий летательных аппаратов. Устройство автоматизированного формирования эталонной информации для навигационных систем содержит: блоки памяти, сумматоры, регистры, блоки сравнения группы, коммутаторы группы, блоки элементов И/ИЛИ, дешифраторы, счетчики, блоки задержки, генератор тактовых импульсов, триггер, логический блок подготовки яркостных эталонов, включающий блок преобразования исходных картографических данных, аэрофотоснимков и космоснимков, формирователь одноканального или многоканального поля информативности, блок поиска экстремумов поля информативности, блок сопоставления экстремумов поля информативности каждого из каналов, блок расчета эталонных изображений, блок буферной памяти и связи между указанными элементами. 2 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к колонизации космических объектов (КО). Космический корабль (КК) содержит посадочный (модуль длительно действующей базы (ДДБ)) (ПМ) и взлётный модули (ВМ). ПМ содержит посадочные устройства, гермоотсек с системой обеспечения экипажа, исследовательским оборудованием и устройствами автономного или буксировочного перемещения по поверхности КО, герметичный отсек с системой стыковки и перевода взлётного модуля в стартовое положение, топливные баки для дозаправки взлётного модуля, средства стыковки с ДДБ. ВМ содержит поворотные ЖРД. ВМ и ПМ соединены переливными топливными магистралями. Производят мягкую посадку в ручном или автоматическом режиме КК на КО в горизонтальном положении с помощью бортовой ЖРД ПМ с использованием топлива ВМ, и двигателей ВМ, дозаправляют ВМ топливом из ПМ, переводят ВМ в стартовое положение, производят отлёт ВМ, вводят ПМ в состав ДДБ. Изобретение позволяет расширить эксплуатационные возможности ПМ. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике, а именно к головным отсекам (ГО) летательных аппаратов (ЛА). ГО ЛА содержит переднюю панель в виде клина с плоскими иллюминаторами, осесимметричную с переменным сечением боковую обечайку со стыковочным шпангоутом, складную телескопическую аэродинамическую иглу. Иллюминаторы выполнены с различным диапазоном пропускания. Боковая обечайка выполнена биконической, оживальной, параболической, в виде сплайна или их комбинаций. В боковой обечайке выполнена призматическая, цилиндрическая, оптически- и радиопрозрачная вставка. Передняя панель и часть боковой обечайки выполнены поворотными и отделены от неподвижной части герметичной мембраной и в плоскости их разделения установлен подшипник. На внутренней стороне боковой обечайки и передней панели установлена теплоизоляция, на внутренней стороне иллюминаторов установлены сдвигающиеся теплоизолирующие накладки. Изобретение позволяет повысить точность наведения ГО ЛА. 18 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к высокоточному управляемому ракетному оружию, в частности к управляющим блокам реактивных снарядов. Управляющий блок реактивного снаряда содержит шарнирно соединенные носовой модуль с системой управления и хвостовой модуль. Головная часть носового модуля выполнена плоской с размещением в ней плоского иллюминатора. Боковая обечайка носового модуля выполнена цилиндрической. Стакан посадочного гнезда хвостового модуля выполнен длиной до головной части носового модуля и снабжен телескопически складываемой аэродинамической иглой. Достигается увеличение кучности стрельбы реактивного снаряда. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к космической технике (КТ) и может быть использовано для расчековки элементов КТ. Расфиксатор содержит перфорированный теплопроводящий цилиндрический корпус, крышку, линейно перемещаемый подвижный элемент в виде подпружиненного поршня, стопор из двух термопластичных вставок, пружину, направляющую, подвижный элемент (ПЭ), зуб ПЭ, чеку с возможностью линейного перемещения вдоль направляющей. Пружина и термопластичная вставка разделены оголовком, рабочий ход ПЭ превышает размер направляющей. Изобретение позволяет использовать альтернативные принципы работы автоматов расчековки в условиях космического пространства. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА), совершающим полет по баллистическим и аэробаллистическим траекториям с высотой подъема не менее 20 км

Изобретение относится к области предотвращения несанкционированного применения воздушных судов (ВС), в том числе предотвращения террористических атак

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА) и посадочным платформам, завершающим полет приземлением на поверхность планеты с использованием парашютов

Изобретение относится к авиации, а именно к ветроэнергетическим установкам (ВЭУ) с горизонтальной осью вращения крыльчатого (лопастного) самоориентирующегося по ветру ветроколеса (ВК)

Изобретение относится к способам управления ветроэнергетическими установкам (ВЭУ) с самоориентирующейся по ветру горизонтальной осью вращения ветроколеса (ВК)

Изобретение относится к бортовым комплексам управления летательных аппаратов, главным образом скоростных самонаводящихся реактивных снарядов

Изобретение относится к области вооружения

 


Наверх