Патенты автора Песин Анатолий Фридрихович (RU)
Изобретение относится к области управления, в частности управляемому вооружению, может найти применение в системах управления летательных аппаратов (ЛА), снарядов и ракет, у которых траекторию полета на начальном и среднем участках корректируют по данным приемника сигналов с навигационных космических аппаратов (НКА). Технический результат – повышение надежности связи ЛА с группировкой НКА на всей траектории полета, обеспечивая повышение устойчивости системы наведения ЛА. Для этого определение текущих координат ЛА дублируют второй аппаратурой спутниковой навигации, у которой ось ДН приемной антенны развернута относительно оси ДН приемной антенны первой аппаратуры спутниковой навигации на угол, при котором суммарная диаграмма направленности системы двух приемных антенн обеспечивает во всех направлениях коэффициент направленного действия не менее 0,5, при этом по количеству видимых спутников в навигации и геометрическому фактору их положения (GDOP), определяемым первой и второй аппаратурами спутниковой навигации, оценивают уровень достоверности навигационной информации, а коррекцию траектории полета ЛА производят по текущим координатам, определенным аппаратурой спутниковой навигации с более высоким уровнем достоверности. При этом в системе управления ЛА поставленная задача достигается тем, что ЛА снабжен второй аппаратурой спутниковой навигации с приемной антенной, последовательно соединенными блоком сравнения и переключателем, выход которого соединен со входом бортового вычислителя, причем первый выход первой аппаратуры спутниковой навигации и первый выход второй аппаратуры спутниковой навигации подключены соответственно к первому и второму входам блока сравнения, а второй выход первой аппаратуры спутниковой навигации и второй выход второй аппаратуры спутниковой навигации подключены соответственно ко второму и третьему входам переключателя. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Группа изобретений относится к управляемому стратегическому вооружению, в частности к сверхзвуковым летательным аппаратам и способам реализации их полета. Сверхзвуковой летательный аппарат содержит стартовый двигатель с механизмом разделения ступеней, маршевую ступень с планером и с функциональными блоками. Маршевая ступень помещена в защитный обтекатель, раскрывающийся при отделении двигателя. Планер маршевой ступени выполнен по самолетной схеме «низкоплан» с элементами вертикального оперения, обеспечивающими устойчивость планера по крену. Оперение заневоленно защитным обтекателем. Способ реализации полета сверхзвукового летательного аппарата заключается в использовании программируемой амплитуды рикошетирования. На этапе погружения в атмосферу изменение вектора аэродинамической силы осуществляют путем выбора оптимального угла атаки. Запуск летательного аппарата осуществляют с установки под траекторным углом от 50 до 85° к горизонту. Летательный аппарат выводят по баллистической траектории в разреженные слои атмосферы на высоты от 50 до 70 км. Достигается уменьшение аэродинамических нагрузок. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.
ВРАЩАЮЩИЙСЯ СТАБИЛИЗАТОР УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ // 2601889
Изобретение относится к области стабилизации боеприпасов, а именно к вращающемуся стабилизатору управляемой ракеты. Включает корпус с установленными на нем складывающимися лопастями и блокирующее устройство. Корпус кинематически связан с корпусом ракеты опорой качения. Последняя выполнена в виде двух подшипников, переднего и заднего. Подшипники включают установленные в сепараторах шарики, разрезные кольца из проволоки круглого сечения, установленные в углах прямоугольных канавок на корпусах стабилизатора и ракеты. При этом канавки заднего подшипника образованы расточками корпусов стабилизатора и ракеты и торцами кольцевых гаек. Одна из гаек выполнена с возможностью регулировки зазоров в подшипнике. Передний подшипник выполнен с возможностью самоустановки корпуса стабилизатора путем введения опорного кольца, установленного в его расточке. Позволяет уменьшить радиальные размеры опоры качения, упростить конструкцию вращающегося стабилизатора. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
СПОСОБ ОТДЕЛЕНИЯ МАРШЕВОЙ СТУПЕНИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ // 2584401
Группа изобретений относится к области ракетной техники. Способ отделения маршевой ступени ЛА включает механическое удержание в разомкнутом состоянии цепи запуска электровоспламенителя механизма разделения ступеней при пуске ЛА на стартовом участке траектории полета. На борту ЛА в процессе полета измеряют величину продольного ускорения и определяют скорость его изменения во времени, фиксируют момент смены знака производной продольного ускорения с отрицательного на положительный и замыкают электрическую цепь запуска электровоспламенителя механизма разделения ступеней. ЛА с отделяемым двигателем содержит маршевую ступень и пристыкованный к ней двигатель с механизмом разделения ступеней, снабженным электровоспламенителем. В маршевой ступени параллельно продольной оси ЛА установлен исполнительный механизм дистанционного инерционного действия, выполненный в виде токонепроводящего корпуса с неподвижной контактной группой и токопроводящего инерционного тела, запираемого силовой пружиной в сторону механизма разделения ступеней. Техническим результатом является исключение нештатного разделения двигателя и маршевой ступени при подготовке и проверках ЛА перед пуском. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
СПОСОБ РАСШИРЕНИЯ ЗОНЫ ПРИМЕНИМОСТИ БИКАЛИБЕРНОЙ РАКЕТЫ И БИКАЛИБЕРНАЯ РАКЕТА, РЕАЛИЗУЮЩАЯ СПОСОБ // 2538645
Группа изобретений относится к области ракетной техники и может быть использована в атмосферных ракетах, в частности в управляемых бикалиберных ракетах. Бикалиберная ракета содержит ракетный двигатель твердого топлива. Ракетный двигатель твердого топлива представляет собой часть двигательной установки, конструктивно объединяющей его с ракетно-прямоточным двигателем. Переднее днище двигательной установки снабжено воздухозаборным устройством, размещенным в кольце, образованном перепадом калибров маршевой ступени и двигательной установки. Газогенератор ракетно-прямоточного двигателя размещен в камере сгорания ракетного двигателя концентрично с его топливным зарядом. Способ расширения зоны применимости бикалиберной ракеты по дальности включает разгон ракеты на восходящей ветви траектории ракетным двигателем твердого топлива, последующее его отделение и полет маршевой ступени по инерции. Для увеличения дальности полета после окончания работы ракетного двигателя твердого топлива включают ракетно-прямоточный двигатель. Открывают воздухозаборное устройство, трансформируют сопло ракетного двигателя, увеличивая его критическое сечение, и используют камеру сгорания ракетного двигателя в качестве камеры дожигания ракетно-прямоточного двигателя. После окончания работы ракетно-прямоточного двигателя его отделяют вместе с ракетным двигателем. Для уменьшения дальности полета после окончания работы ракетного двигателя ракетно-прямоточный двигатель не включают и отделяют их с программируемым временем задержки. Достигается увеличение максимальной дальности полета ракеты. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 9 ил.
РАКЕТА // 2362113
Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в ракетах с отделяемой стартовой ступенью
Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в ракетах, запускаемых из транспортного контейнера
РАКЕТА В ТРАНСПОРТНО-ПУСКОВОМ КОНТЕЙНЕРЕ // 2331838
Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в ракетах, запускаемых из транспортного контейнера
