Патенты автора Ефремов Герберт Александрович (RU)
Изобретение относится к очистке орбит, в т. ч. геостационарной, от космического мусора в виде сводимых с орбит космических аппаратов (СКА). Задача очистки решается космическим комплексом, включающим запуск космического аппарата (МКА) с модулями автономного маневрирования на дежурную орбиту, компланарную и близкую по высоте к орбите СКА. Указание цели (СКА) передается с наземного пункта управления на МКА, который производит обнаружение СКА и расчет параметров маневра модуля и передает целеуказание и данные параметры на этот модуль. Последний отделяется от МКА, сближается с СКА и сводит его с орбиты. На дежурной орбите модули последовательно отделяют от МКА и располагают от него в радиусе действия системы самонаведения модулей. Запуск модулей к СКА производят, начиная с ближайшего к МКА. В случае неисправности МКА целеуказания модулям передают с аппарата, не входящего в состав комплекса, а расчет параметров маневра осуществляют на борту модуля. Техническим результатом является повышенная надежность и пониженная чувствительность способа очистки к неблагоприятным внешним факторам. 1 ил.
СПОСОБ САМОНАВЕДЕНИЯ КРЫЛАТОЙ РАКЕТЫ // 2723783
Изобретение относится к ракетной технике и может быть применено для разработки программно-аппаратных комплексов управления полетом, обеспечивающих повышение боевой эффективности применения самонаводящихся крылатых ракет различного назначения. Технический результат – повышение боевой эффективности ракеты при самонаведении. По способу применяют крылатую ракету. Ее оснащают головкой самонаведения - ГСН, системой управления с бортовой цифровой вычислительной машиной - БЦВМ, силовой установкой с регулятором подачи жидкого топлива, управляющим положением клапана подачи топлива, аэродинамическими рулями. Включают старт ракеты и обеспечивают ее полет в область расположения цели. Включают ГСН и передают в БЦВМ сигналы о характеристиках целеподобных объектов и дальности до них. Осуществляют расчет с помощью БЦВМ траектории полета к цели и получают от БЦВМ сигналы управления рулями. При этом до старта или при старте крылатой ракеты закладывают в БЦВМ данные о количестве топлива в баке силовой установки. В процессе полета и до включения ГСН не реже 1 раза в секунду регулятором расхода жидкого топлива фиксируют положение клапана подачи топлива и передают данные о нем в БЦВМ для определения расхода жидкого топлива и его текущего количества. После включения ГСН траекторию полета к цели рассчитывают с учетом текущего количества топлива. При достаточном количестве топлива и при одинаковых уровнях сигналов от целеподобных объектов крылатую ракету наводят на одну из дальних целей или на самую крупную цель с максимальной эффективной поверхностью рассеяния независимо от дальности, или формируют противозенитный маневр, или изменяют направление подлета к ближайшей цели. При недостаточном количестве топлива крылатую ракету наводят на ближайшую цель. 1 ил.
Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА), предназначенным для борьбы с защищенными целями, обладающими высокоэффективными средствами противоракетной и противовоздушной обороны (ПРО/ПВО). Способ включает формирование полетного задания, пуск двух и более беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) и их полет к цели. Полетное задание формируют по полученным данным о типе цели, ее протяженности, количестве и координатах отдельных объектов цели. На участке от места пуска до начала формирования пространственного построения БПЛА осуществляют полет по индивидуальным траекториям, рассчитанным и откорректированным на борту БПЛА по уточненным данным о цели, с изменением направления полета в пунктах поворота маршрута (ППМ), заданным таким образом, чтобы дистанция между первым и последним БПЛА не превышала максимального значения, рассчитанного в зависимости от типа цели. На участке от начала формирования пространственного построения БПЛА до рубежа атаки цели БПЛА осуществляют построение их пространственной конфигурации и полет в пространственно-временном построении с последующим распределением их по целям. Интервалы между БПЛА по высоте полета в вертикальной и горизонтальной плоскостях задаются и выдерживаются в соответствии с циклограммой полета, а также производят расчет индивидуальных траекторий БПЛА для конечного наведения на цель. На участке от рубежа атаки цели БПЛА до цели осуществляют атаку и поражение цели залпом БПЛА, сформированным за счет одновременной атаки цели всеми БПЛА с временным интервалом между подлетом к цели между первым и последним БПЛА, не превышающим заданного значения, рассчитанного в зависимости от типа цели, перестроения и полета по индивидуальным траекториям. Повышается вероятность повышения цели, минимизируется количество летательных аппаратов. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к радиолокационным способам обнаружения и определения подвижных и неподвижных надводных объектов, их координат и параметров движения на дальностях прямой видимости до 800 км с использованием радиолокаторов на летательных аппаратах. Достигаемый технический результат – повышение дальности обнаружения радиолокационно-видимых на морской поверхности объектов, повышение точности определения их координат и параметров движения и передачи этих данных на приемные пункты. Указанный результат достигается путем перемещения луча антенны радиолокатора в азимутальной и угломестной плоскостях за счет того, что радиолокатор размещен на ракете вертикального старта и полета, вращающейся вокруг своей продольной оси, обеспечивая перемещение радиолокатора по вертикали относительно Земли вокруг оси перемещения ракеты, обеспечивая вращение луча антенны по спирали синхронно со скоростью вращения радиолокатора вокруг оси перемещения, при этом обеспечивается изменение сектора обзора в сторону большей дальности синхронно с высотой подъема радиолокатора, а устройство, реализующее способ, представляет собой радиолокатор, размещенный на ракете вертикального старта и полета с вращением вокруг своей продольной оси, при этом антенна радиолокатора выполнена в виде прямоугольного антенного полотна с электронным управлением луча АФАР, размещенного под радиопрозрачным обтекателем вдоль боковой поверхности ракеты, размеры которого в поперечной плоскости составляют не более 15 длин волн минимальной частоты рабочего диапазона радиолокатора, а в продольной плоскости ракеты не более 150 длин волн минимальной частоты рабочего диапазона радиолокатора, состоящего из отдельных размещенных по длине антенны приемо-передающих модулей, последовательно включаемых по длине антенны, по мере подъема ракеты. При этом радиолокатор выполнен с возможностью работы, как в обзорном режиме, так и в режиме с синтезированной апертурой антенны. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 1 ил.
КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ-ЭВАКУАТОР // 2686563
Изобретение относится к космической технике. Космический аппарат-эвакуатор содержит корпус, устройства системы управления и электропитания, двигательную установку, электромеханическую систему захвата космического аппарата на орбите. На корпусе расположены не менее двух оптических камер, дальномер, раскрываемая штанга, барабан с тросом, закрепленным на барабане с возможностью перемещения вдоль штанги. Свободный конец троса снабжен съемным устройством захвата на орбите космического аппарата в виде защелки или манипулятора. Барабан выполнен с возможностью реверсивного вращения, трос выполнен в виде набора силовых, энергетических и информационных кабелей. Устройство захвата закреплено на штанге электромеханическим замком и выполнено управляемым по кабелю. Техническим результатом изобретения является обеспечение создания космического аппарата-эвакуатора отработавших спутников упрощенной конструкции, позволяющего осуществлять операции захвата крупногабаритных космических объектов. 6 ил.
Изобретение относится к средствам увода с орбиты выработавших свой ресурс или отказавших автоматических космических аппаратов (КА). Устройство содержит контейнер (1) с надувной конструкцией в виде эластичной оболочки (2), механизм ее крепления к контейнеру, выталкивания и раскрытия. Данный механизм включает в себя раздвижную телескопическую штангу (3) или упругую ленту с длиной в раскрытом состоянии, превышающей максимальный габарит КА. В контейнере, который может быть установлен на торце штанги (3), размещены системы автономного электропитания, радиосвязи и др. Оболочка (2) выполнена из материала с жесткостью, изменяемой под действием солнечного ультрафиолетового излучения, и заполнена порошком, газифицируемым под действием указанного излучения. Оболочка (2) может быть также связана гибким шлангом с газовым баллоном, размещенным в контейнере или корпусе КА. Площадь миделя оболочки (2) в рабочем состоянии не менее чем в три раза превышает площадь миделя КА. Техническим результатом является повышение автономности устройства аэродинамического торможения КА и возможности его применения при любой ориентации КА. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к эксплуатации группировки, преимущественно автоматических космических аппаратов (КА). Согласно способу комплектуют на Земле целевой КА, предназначенный для замещения неработающего КА (НКА), и сервисный КА. Выводят ракетой-носителем и разгонным блоком указанные КА на орбиту НКА, размещая их в окрестности рабочей точки этой орбиты и поддерживая информационную связь между ними. Отделяют сервисный КА, определяют параметры вращения НКА с помощью аппаратуры наблюдения сервисного и/или целевого КА, захватывают НКА и уводят с орбиты средствами сервисного КА. При переводе НКА на более низкую орбиту сервисный и целевой КА при их выведении размещают перед НКА, а при переводе НКА на более высокую орбиту - позади НКА. Техническим результатом является повышение эффективности совместного решения задач поддержания состава орбитальной группировки и удаления космического мусора (НКА известной конструкции). 2 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к ракетной технике. В способе контроля поражения цели крылатой ракетой (КР) после выполнения пуска и полета КР по индивидуальной траектории, выбора цели и захода на цель, снятия ступеней предохранения боевого оснащения на заданном расстоянии до цели, задаваемом из условий неминуемого поражения цели, в бортовой аппаратуре КР производится по заданному алгоритму формирование массива данных. Массив содержит номер КР, тип боевой части, номер цели в ордере целей и координаты цели, расстояние до цели в момент завершения подготовки массива данных. Обеспечивается передача сформированного массива данных на носитель КР. Дополнительно может быть обеспечена передача массива данных перед командой на подрыв БЧ с заданным временным интервалом, в том числе, через не менее чем один ретранслятор. Техническим результатом изобретения является обеспечение автономности и оперативности доставки информации о поражении цели. 10 з.п. ф-лы, 1 ил.
РАКЕТА В ТРАНСПОРТНО-ПУСКОВОМ КОНТЕЙНЕРЕ // 2659450
Изобретение относится к ракетной технике, а именно к устройствам, обеспечивающим сохранность ракеты при ее размещении в транспортно-пусковом контейнере (ТПК) на носителях, транспортно-заряжающих машинах, базах долговременного хранения. Ракета в транспортно-пусковом контейнере содержит осесимметричный фюзеляж с опорными накладками, закрепленными вдоль его наружной поверхности, двигательную установку, складывающиеся аэродинамические поверхности, трубу транспортно-пускового контейнера. Фюзеляж ракеты установлен в трубе ТПК с зазором, устройства герметизации внутренних полостей ракеты и трубы ТПК. Труба ТПК выполнена в виде скрепленных головной и хвостовой секций. Головная секция выполнена из материала с модулем Юнга, превосходящим модуль Юнга материала хвостовой секции не менее чем в полтора раза. Зазор между фюзеляжем и головной секцией трубы ТПК превышает зазор между фюзеляжем и хвостовой секцией трубы ТПК. Опорные накладки размещены в хвостовой секции ТПК на шпангоутах фюзеляжа с шагом, не превышающим 1/7 длины хвостовой секции ТПК. Вокруг продольной оси фюзеляжа ракеты с угловым шагом, не превышающим 50°, на наружной поверхности секций трубы ТПК выполнены опорные пояса из того же материала, что и соответствующая секция. Внутренняя поверхность хвостовой секции трубы ТПК может быть выполнена цилиндрической формы, внутренняя поверхность головной секции трубы ТПК выполнена цилиндроконической формы, расширяющейся к внешнему краю секции, фюзеляж ракеты внутри головной секции выполнен суживающимся к внешнему краю секции. Часть опорных накладок закреплена на линии расположения узлов крепления к фюзеляжу складывающихся аэродинамических поверхностей. Изобретение позволяет обеспечить снижение ударных нагрузок на агрегаты ракеты в ТПК, как при расчетных, так и случайных продольных и поперечных нагрузках, упростить крепление ТПК к пусковой установке. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.
ГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СИСТЕМА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА // 2605797
Изобретение относится к ракетной и авиационной технике и может найти применение в конструкциях гидросистем, реализующих несколько режимов управления. Гидравлическая система летательного аппарата содержит электроприводной насос (7) с регулируемой подачей, исполнительный двигатель (8), представленный в виде гидроцилиндров с поступательными движениями поршней, магистраль (10), соединяющую исполнительный двигатель (8) с электроприводным насосом (7). Система снабжена гидравлическим баком (1), внутри которого установлен с возможностью продольного перемещения поршень с подпружиненными демпферами, разделяющий гидравлический бак (1) на высоконапорную и низконапорную полости. Вход электроприводного насоса (7) соединен с низконапорной полостью гидравлического бака, а выход его соединен с высоконапорной полостью гидравлического бака и с входом в исполнительный двигатель (8), при этом электроприводной насос (7) и исполнительный двигатель (8) соединены с системой управления ракеты (12). Технический результат: уменьшение суммарного тепловыделения, габаритов и массы путем потребного увеличения мощности гидравлической системы в периоды программных маневров летательного аппарата с гидравлическим баком. 2 ил.
Группа изобретений относится к обслуживанию (в т.ч. дозаправке) автоматических космических аппаратов (КА) на орбите. КА обслуживания (КАО) содержит узел стыковки с КА, двигательную установку, манипулятор для захвата КА, манипулятор захвата, перемещения и замены (МПЗ) блоков аппаратуры КА и КАО, средства дозаправки КА, запасные блоки аппаратуры для ремонта КА. МПЗ выполнен перемещаемым по корпусу КАО, а его оконечность оснащена устройством диагностики блоков аппаратуры КА. Манипулятор захвата КА выполнен на поворотной платформе. На корпусе КАО может быть. размещена аппаратура диагностики параметров закрутки неисправного КА. При стыковке КАО с вращающимся обслуживаемым КА совмещают их продольные оси. Закручивают поворотную платформу с манипулятором захвата КА до угловой скорости вращения КА, производят захват КА, тормозят относительное вращение КА и КАО средствами платформы и двигательной установки КАО. Прекращают захват КА и перемещают КАО до сближения и стыковки с использованием штатного узла стыковки. Технический результат группы изобретений состоит в расширении возможностей по обслуживанию КА с разными видами отказов и повышении эффективности группировки КА на орбите. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 4 ил.
Изобретение относится к обслуживанию на околоземной орбите группировки автоматических космических аппаратов (КА). Способ включает выведение КА обслуживания (КАО) в орбитальную плоскость группировки КА, стыковку КАО и КА, техническое обслуживание КА, расстыковку КАО и КА. При невозможности обслуживания два и более неработоспособных КА стыкуют с КАО и уводят с орбиты (доставленным КАО резервным двигательным модулем с запасом топлива). В этом случае извлекают из КА работоспособные блоки и остатки топлива для других КА. Группировку КА и КАО размещают в штатных точках стояния. Технический результат изобретения направлен на повышение эффективности обслуживания околоземной группировки КА. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к области космической техники. Обслуживаемый на орбите космический аппарат (КА) содержит штатную двигательную установку с топливными баками, систему подачи топлива с заправочной горловиной, целевую аппаратуру, систему управления движением, систему электропитания, силовые стыковочные узлы для стыковки с космическим аппаратом обслуживания, систему информационной связи с наземным пунктом управления и с космическим аппаратом обслуживания (КАО). Один или более блоков аппаратуры выполнены в виде съемных кассет с корпусом, энергоинформационным разъемом, механизмом фиксации на посадочном месте, электромеханической системой защиты от несанкционированного извлечения и устройством захвата кассеты внешним манипулятором. Блоки размещены в корпусе КА с обеспечением доступа к ним внешнего манипулятора. Узел стыковки с КАО снабжен энергоинформационным разъемом управления разблокировкой и диагностики кассет. Система подачи топлива КА оснащена оборудованием дозаправки в условиях невесомости с контактным или дистанционно управляемым замком крышек заправочных горловин. Техническим результатом изобретения является увеличение сроков активного существования запущенных на орбиту в составе группировки космических аппаратов. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к космической технике и может быть применено для реализации программ сведения с геостационарной орбиты (ГСО) вышедших из строя космических аппаратов (КА). Многомодульный космический аппарат (МКА) для очистки геостационарной орбиты от антропогенных объектов содержит двигательную установку с запасами топлива, энергоустановку и систему управления с комплексом средств наблюдения и определения параметров движения сводимого с орбиты космического аппарата (СКА). На борту МКА размещено не менее одного модуля автономного маневрирования с двигательной установкой, системой управления, головкой самонаведения, полезной нагрузкой, с возможностью отделения модуля в заданный момент времени. Способ очистки геостационарной орбиты от антропогенных объектов включает запуск МКА на дежурную орбиту, близкую по высоте к ГСО нахождения СКА, во встречном направлении по отношению к направлению движения СКА. Техническим результатом изобретения является снижение затрат ресурсов (топлива, ракет-носителей) на решение задачи очистки геостационарной орбиты от антропогенных объектов. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к области предотвращения несанкционированного применения воздушных судов (ВС), в том числе предотвращения террористических атак
Изобретение относится к ракетной технике
Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к старту ракет с воздушных носителей
МАТЕРИАЛ ДЛЯ ЗАЩИТЫ ОТ КОСМИЧЕСКОЙ РАДИАЦИИ // 2275704
Изобретение относится к области защиты от ионизирующего излучения
