Патенты автора Семененко Юрий Николаевич (RU)
Беспилотный летательный аппарат // 2702261
Изобретение относится к беспилотным летательным аппаратам (БПЛА). БПЛА содержит узлы для крепления на пусковое устройство самолета-носителя вдоль фюзеляжа, систему стабилизации его положения и управления в автономном полете, полезную нагрузку и разгонный двигатель, кроме того, снабжен импульсными реактивными двигателями для создания импульса вращения вокруг горизонтальной оси, проходящей через центр тяжести БПЛА, и компенсации этого импульса вращения. Техническим результатом изобретения является уменьшение вероятности повреждения самолета-носителя при неисправности системы управления БПЛА или его разгонной двигательной установки. 2 ил.
Изобретение относится к беспилотным летательным аппаратам (БПЛА). Способ выведения БПЛА на высотную траекторию полета включает размещение и крепление БПЛА на пусковом устройстве самолета-носителя вдоль фюзеляжа, полет самолета-носителя до высоты отделения БПЛА, его отделение, стабилизацию его положения системой управления, запуск разгонного двигателя и управление в автономном полете с увеличением угла тангажа. БПЛА снабжают импульсными реактивными двигателями создания импульса вращения вокруг поперечной оси, проходящей через центр тяжести БПЛА, и компенсации этого импульса вращения. Увеличение угла тангажа обеспечивают перед запуском разгонного двигателя путем включения реактивного двигателя создания импульса вращения. В процессе увеличения угла тангажа до необходимого значения включают реактивный двигатель компенсации импульса вращения, а запуск разгонного двигателя обеспечивают после уменьшения угловой скорости вращения БПЛА вокруг поперечной оси. Техническим результатом изобретения является повышение безопасности выведения БПЛА на высотную траекторию полета. 2 ил.
Изобретение относится к беспилотным летательным аппаратам (БПЛА). Устройство отделения группы БПЛА от самолета-носителя содержит многопозиционное пусковое устройство, расположенное в грузовом отсеке самолета-носителя, выполненном в фюзеляже со стороны его нижней части и снабженном поворотным обтекателем. Многопозиционное пусковое устройство снабжено устройствами крепления каждого БПЛА, выполненными с возможностью их расфиксации, и выполнено с возможностью выдвижения БПЛА из грузового отсека. Многопозиционное пусковое устройство выполнено с возможностью поворота механизмом поворота вокруг оси, перпендикулярной продольной плоскости симметрии самолета-носителя, установленной в фюзеляже самолета-носителя в районе передней нижней части многопозиционного пускового устройства. Многопозиционное пусковое устройство снабжено направляющими для перемещения и установки БПЛА со стороны его задней части. Поворотный обтекатель грузового отсека прикреплен к нижней части многопозиционного пускового устройства. Грузовой отсек снабжен фиксатором многократного действия убранного положения многопозиционного пускового устройства. Техническим результатом изобретения является компактное размещение БПЛА, уменьшение массы устройства отделения, времени отделения группы БПЛА и повышение безопасности отделения. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к летательным аппаратам. В способе отделения группы беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) от самолета-носителя каждый БПЛА устанавливают в многопозиционное пусковое устройство в грузовом отсеке самолета-носителя. Многопозиционное пусковое устройство снабжено устройствами крепления каждого БПЛА, выполненными с возможностью их расфиксации. Для выдвижения БПЛА из грузового отсека пусковое устройство выполняют с возможностью поворота и снабжают направляющими для перемещения и установки БПЛА со стороны его задней части. Поворотный обтекатель грузового отсека прикрепляют к нижней части пускового устройства. Для установки и отделения БПЛА расфиксируют фиксатор многократного действия, поворачивают пусковое устройство на угол, обеспечивающий установку каждого БПЛА в пусковое устройство по направляющим и его скольжение при отделении. После установки БПЛА и после их отделения осуществляют обратный поворот многопозиционного пускового устройства и его фиксацию в грузовом отсеке фиксатором многократного действия. Отделение БПЛА осуществляется под действием силы тяжести путем последовательной расфиксации устройств их крепления. Техническим результатом изобретения является обеспечение безопасного отделения БПЛА от самолета-носителя. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к устройствам разделения отсеков летательных аппаратов (ЛА). Узел разделения отсеков ЛА включает силовые элементы отсеков, соединяющий их болт, упорный элемент в посадочном месте хвостовой части тела болта со стороны его боковой поверхности, и сдвигаемый ограничитель положения упорного элемента, сообщенный с источником газа избыточного давления. Поверхность упорного элемента, взаимодействующая с головкой болта, наклонена к оси тела болта под острым углом. Головка болта отделена от его тела, снабжена сквозным осевым отверстием под хвостовую часть тела и надвинута на нее. В головке болта со стороны ее боковой поверхности выполнено окно для установки упорного элемента, снабженное заглушкой, установленной в окне и закрепленной на головке болта. Со стороны торцевой поверхности в хвостовой части тела болта выполнено осевое отверстие и входной конус. Сдвигаемый ограничитель положения упорного элемента выполнен в виде цилиндрического тела, расположенного в осевом отверстии тела болта под посадочным местом и снабженного выходным конусом, ответным входному конусу в хвостовой части тела болта и заклиненным в нем. Техническим результатом изобретения является упрощение конструкции узла, уменьшение его габаритов. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ, СНАБЖЕННЫМ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКОЙ С РЕАКТИВНЫМИ СОПЛАМИ // 2570745
Изобретение относится к управлению летательным аппаратом (ЛА) снабженным двигательной установкой с реактивными соплами. Способ управления заключается в размещении не менее трех реактивных сопел на донном срезе корпуса летательного аппарата вокруг продольной оси и периодическом введении интерцепторов реверсным приводом в газовую струю соседнего с интерцептором реактивного сопла. Для управления летательным аппаратом используют по меньшей мере три интерцептора, расположенные между различными соседними реактивными соплами. Реверсным приводом обеспечивают периодический ввод каждого интерцептора в любую, необходимую для управления, газовую струю соседних с интерцептором реактивных сопел. Техническим результатом изобретения является увеличение эффективности управления интерцепторами по крену ЛА. 7 ил.
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ, СНАБЖЕННЫМ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКОЙ С РЕАКТИВНЫМИ СОПЛАМИ // 2570743
Изобретение относится к управлению летательным аппаратом (ЛА), снабженным двигательной установкой с реактивными соплами. Способ заключается в размещении реактивных сопел снаружи вдоль корпуса летательного аппарата и периодическом введении интерцепторов реверсным приводом в газовую струю соответствующего реактивного сопла. Сопла группируют попарно с близким расположением в паре, в количестве не менее трех пар. Для управления летательным аппаратом используют, по меньшей мере, три интерцептора, по одному в каждой паре, расположенных между реактивными соплами пары. Реверсным приводом обеспечивают периодический ввод каждого интерцептора в любую газовую струю соответствующей пары реактивных сопел, необходимую для управления. Техническим результатом изобретения является увеличение эффективности управления интерцепторами по крену ЛА. 7 ил.
ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ // 2555085
Изобретение относится к летательным аппаратам. Летательный аппарат содержит корпус, двигательную установку, включающую закрепленные вокруг корпуса в продольном направлении реактивные сопла, и интерцепторы, каждый из которых установлен на периферии соответствующего реактивного сопла за его срезом на поворотной оси, сообщенной с реверсным приводом. Реактивные сопла размещены на корпусе в количестве не менее трех пар. По одному интерцептору размещено в трех парах между реактивными соплами. Реверсный привод каждой поворотной оси выполнен с возможностью периодического введения интерцептора в газовую струю каждого реактивного сопла соответствующей пары. Изобретение направлено на уменьшение количества интерцепторов и их приводов. 7 ил.
Изобретение относится к реактивной технике и может быть использовано при старте летательных аппаратов (ЛА). Размещают ЛА в пусковой установке (ПУ), или транспортно-пусковом стакане ПУ, или частично в ТПС ПУ с внешним расположением реактивных сопел, или транспортно-пусковом контейнере (ТПК), или ТПК шахтной ПУ, закрепляют стартовую двигательную установку (СДУ) в носовой части ЛА, частично выдвигают ЛА, запускают СДУ, формируют тягу двумя реактивными соплами, расположенными на боковой поверхности СДУ под углом к продольной оси ЛА, защищают в процессе разгона переднюю часть ЛА обтекателем, закреплённым на СДУ, отделяют СДУ с помощью силы тяги. Изобретение позволяет уменьшить массу конструкции ЛА, стартовую нагрузку ПУ и упростить конструкцию ПУ. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил.
ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ (ВАРИАНТЫ) // 2547964
Группа изобретений относится к устройствам для пуска летательных аппаратов (ЛА). ЛА содержит корпус с силовой обшивкой, силовые рамы, прикрепленные к обшивке, и агрегаты, закрепленные на силовых рамах, включая стартовую двигательную установку с реактивным соплом, прикрепленную к корпусу устройством, выполненным с возможностью расфиксации крепления, и систему управления. В первом варианте стартовая двигательная установка размещена в передней части корпуса летательного аппарата, а ее реактивное сопло выполнено в виде соплового блока, содержащего реактивные сопла, расположенные на ее боковой поверхности с наклоном продольной оси каждого реактивного сопла под углом 10-30° к продольной оси корпуса. К стартовой двигательной установке под ее реактивными соплами прикреплен защитный обтекатель передней части корпуса, выполненный из термостойкого материала. Во втором варианте ЛА размещен в транспортно-пусковом стакане (ТПС), снабженном устройством частичного выдвижения ЛА с выходом соплового блока из его полости. В третьем варианте крышка ТПС выполнена в виде защитного обтекателя передней части корпуса из термостойкого материала и прикреплена к стартовой двигательной установке под реактивными соплами соплового блока. Группа изобретений направлена на повышение надежности. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 4 ил.
Изобретение относится к авиации, в частности к устройствам сброса или отцепления полезной нагрузки с летального аппарата. Устройство состоит из продольного транспортно-пускового контейнера, закрепленного на элементах конструкции вдоль фюзеляжа ЛА. Контейнер снабжен окном со стороны заднего торца для прохода полезной нагрузки. Полезная нагрузка расположена на, по крайней мере, двух направляющих с образованием пневмокамеры в передней части полости контейнера. Полезная нагрузка прикреплена к контейнеру устройством крепления, выполненным с возможностью расфиксации крепления. Система расфиксации крепления включает источник газа высокого давления с пусковым устройством, снабженным электроуправляемым приводом, и систему управления сбросом. Устройство снабжено, по крайней мере, одним сигнализатором частичного выхода полезной нагрузки и, по крайней мере, одним источником высокотемпературной струи газа с пусковым устройством. Достигается уменьшение времени сброса полезной нагрузки без увеличения массы контейнера и максимального значения продольной перегрузки. 1 ил.
БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ // 2532954
Беспилотный летательный аппарат содержит корпус с боковыми воздухозаборными устройствами с воздуховодными каналами и двигательную установку, состоящую из бака с жидким топливом и прямоточного воздушно-реактивного двигателя, включающего камеру сгорания, сообщенную с воздуховодными каналами, стабилизаторы пламени, устанавливаемые в камере сгорания с механизмами установки. Камера сгорания выполнена с теплозащитным покрытием и снабжена зарядом твердого топлива. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит воспламенитель заряда твердого топлива и стартовое реактивное сопло, прикрепленное к выходной части маршевого реактивного сопла с возможностью отделения. Окна воздуховодов на входе в камеру сгорания закрыты заглушками. Стабилизаторы пламени размещены в воздуховодных каналах перед сбрасываемыми заглушками. Механизмы установки стабилизаторов пламени в камеру сгорания выполнены в виде гидроцилиндров, надпоршневые полости которых сообщены с системой подачи жидкого топлива из бака в камеру сгорания. Изобретение направлено на уменьшение времени разгона и увеличение конечной скорости. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к оборудованию летательных аппаратов (ЛА) для сбрасывания, катапультирования и отцепления предметов в полете. Устройство для сброса полезной нагрузки (ПН) с ЛА содержит продольный транспортно-пусковой контейнер, ПН, источник газа высокого давления с пусковым устройством, снабженным электроуправляемым приводом, и систему управления сбросом, сообщенную линией электрической связи с электроуправляемым приводом пускового устройства. Контейнер расположен и закреплен на элементах конструкции ЛА вдоль его фюзеляжа, снабжен окном со стороны заднего торца для прохода ПН. ПН размещена в полости контейнера на двух направляющих с образованием пневмокамеры в передней части его полости и прикреплена к нему устройством крепления, выполненным с возможностью расфиксации крепления. Источник газа с пусковым устройством сообщены с пневмокамерой линией подачи газа. Также устройство содержит сигнализатор частичного выхода ПН. Источник газа снабжен одним дополнительным пусковым устройством, снабженным электроуправляемым приводом, сообщенным линией электрической связи с системой управления сбросом, которая дополнительно сообщена линией электрической связи с сигнализатором частичного выхода ПН. Источник газа с дополнительным пусковым устройством сообщены с пневмокамерой дополнительной линией подачи газа. Устройство может быть снабжено дополнительным источником газа с пусковым устройством. Достигаются уменьшение времени сброса ПН без увеличения массы контейнера и продольной перегрузки, высокая надежность работы устройства. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.
Группа изобретений относится к оборудованию летательных аппаратов. В первом варианте способ сброса полезной нагрузки заключается в установке вдоль фюзеляжа транспортно-пускового контейнера, снабженного окном для выхода полезной нагрузки и направляющими с образованием пневмокамеры в передней части полости, в которую подают струи газа из источника высокого давления, а после частичного выхода полезной нагрузки обеспечивают подачу в пневмокамеру второй струи газа. Расход первой струи и совместный расход первой и второй струй газа обеспечивают из условия ограничения давления в полости транспортно-пускового контейнера. Во втором варианте способа вторая струя газа подается из дополнительного источника высокого давления. Группа изобретений направлена на уменьшение времени сброса полезной нагрузки без увеличения массы контейнера и максимального значения продольной перегрузки. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к области авиации, в частности к оборудованию летательных аппаратов для сбрасывания полезной нагрузки в полете. Способ сброса полезной нагрузки включает установку и закрепление на летательном аппарате, вдоль его фюзеляжа, продольного транспортно-пускового контейнера, снабженного окном для выхода полезной нагрузки в противоположном полету направлении и направляющими. В полости контейнера устанавливают направляющие для размещения полезной нагрузки с образованием пневмокамеры в передней части полости. Полезную нагрузку закрепляют к транспортно-пусковому контейнеру устройством крепления, выполненным с возможностью расфиксации крепления. При подлете летательного аппарата к точке сброса полезной нагрузки подают струю газа из источника высокого давления в пневмокамеру и расфиксируют устройство крепления полезной нагрузки, после частичного выхода полезной нагрузки обеспечивают подачу в пневмокамеру второй струи газа из газогенератора. Расход первой струи и совместный расход первой и второй струй газа ограничивают давлением в полости транспортно-пускового контейнера по соотношению P≤M·n·g/S, где М - масса полезной нагрузки, n - максимально допустимая перегрузка на полезную нагрузку в направлении сброса, g - гравитационное ускорение, S - площадь поперечного сечения полезной нагрузки. Сокращается время сброса полезной нагрузки. 1 ил.
Изобретение относится к ракетам, в частности к устройствам для поражения подводной цели, и включает баллистическую ракету и боевую часть подводного действия
СПОСОБ ПОРАЖЕНИЯ ПОДВОДНЫХ ЦЕЛЕЙ НА БОЛЬШИХ ДАЛЬНОСТЯХ И КОМПЛЕКС ПРОТИВОЛОДОЧНОГО ВООРУЖЕНИЯ // 2371668
Изобретение относится к ракетам, в частности к устройствам для поражения подводной цели и включает баллистическую ракету и боевую часть подводного действия
БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ // 2297950
Изобретение относится к системам управления летательных аппаратов, в частности беспилотных летательных аппаратов
