Патенты автора Фокин Василий Иванович (RU)
Охлаждаемый датчик теплового потока // 2791676
Изобретение относится к области теплофизических измерений, а именно к измерению лучистого теплового потока при тепловых испытаниях элементов летательных аппаратов в установках радиационного нагрева. Заявлен охлаждаемый датчик теплового потока (ДТП), выполненный по схеме Гордона, содержащий чувствительный элемент из константана, соединенный с медным корпусом, медные электроды и устройство охлаждения. ДТП и устройство охлаждения выполнены как отдельные элементы с возможностью их сборки в единое целое за счет нанесения на наружной части корпуса ДТП резьбы. В центральной части устройства охлаждения выполнено сквозное отверстие с резьбой, равной резьбе на корпусе ДТП, которое дает возможность использовать корпус ДТП как крепеж для сборки составляющих устройства охлаждения. Внутреннее пространство в корпусе ДТП от чувствительного элемента до выхода электродов заполнено твердым теплоизолирующим и электроизолирующим материалом, причем выход электродов дифференциальной термопары из корпуса осуществляется через клеевую среду, фиксирующую положение электродов и электроизоляции относительно корпуса ДТП. Технический результат - повышение точности измерений теплового потока при тепловых испытаниях элементов летательных аппаратов в установках радиационного нагрева. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.
Способ тепловых испытаний обтекателей ракет // 2775689
Изобретение относится к испытательной технике, преимущественно к технике проведения тепловых испытаний керамических обтекателей ракет при инфракрасном нагреве. Техническим результатом заявленного изобретения является увеличение длительности нагрева испытуемой конструкции. Способ тепловых испытаний обтекателей ракет включает зонный нагрев поверхности обтекателя нагревателями из кварцевых ламп с отражательным экраном и измерение температуры в поперечных сечениях обтекателя датчиками температуры, установленными на отражательном экране, изготовленном из пористого высокотемпературного материала и закрепленном на жесткой основе, в материале экрана размещают трубки с отверстиями, направленными внутрь него, а трубки ориентируют в направлении образующих жесткой основы и подключают к коллектору зоны нагрева, заполненному водой. Суммарная площадь отверстий трубок в зоне нагрева менее площади сечения входной трубки коллектора зоны нагрева. Отражательный экран установлен с зазором эквидистантно наружной поверхности обтекателя, а нагреватели - с зазором к отражательному экрану и к наружной поверхности обтекателя. Технический результат - расширение температурного диапазона испытательного оборудования. 6 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к испытательной технике, в частности к оборудованию для статических и повторно-статических испытаний обтекателей из неметаллических материалов, а также других изделий авиационной и ракетной техники. Установка содержит обтекатель, установленный на каркасе, четыре силовозбудителя для нагружения обтекателя в поперечном направлении посредством действия четырёех сил и датчики измерения силы. При этом силовозбудители установлены в вертикальных колоннах каркаса и связаны с блоками для дополнительного приложения силы и в продольном направлении. Снаружи обтекателя в зоне нагрева нагревательных панелей установлены два отражающих экрана, поверхность которых эквидистантна либо не эквидистантна поверхности обтекателя, с возможностью их стыковки, область которой проходит через одну из взаимно перпендикулярных плоскостей, а управление силовым нагружением и нагревом осуществляется системой автоматического управления. Технический результат заключается в повышении надежности и упрощении конструкции. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов (ЭЛА), а именно к средствам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на ЭЛА в наземных условиях. Предложен способ тепловых испытаний элементов летательных аппаратов, который включает нагрев наружной поверхности элементов ЛА, измерение температуры и обдув нагреваемой поверхности газовым потоком вдоль наружной поверхности изделия в сторону носка и в сторону торца элементов летательных аппаратов. При этом в сечении, проходящем через верхний торец стеклопластикового кольца, монтируется экран из жаропрочного материала. Обдув со стороны носка осуществляется воздухом, а со стороны торца - инертным газом, который направлен на линию пересечения плоскости экрана с наружной поверхностью элементов летательных аппаратов. Технический результат - предотвращение возгорания легковоспламеняющихся составляющих элементов керамического обтекателя, например стеклопластиковых колец, при проведении наземных тепловых испытаний в установках радиационного нагрева. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов (ЛА), а именно к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на головную часть ракеты в наземных условиях. Заявлен способ управления нагревом при тепловых испытаниях керамических обтекателей, который включает зонный радиационный нагрев фронтальной поверхности обтекателя инфракрасными нагревателями с отражательными экранами. Обтекатели нагревают последовательно поодиночно по заданному режиму температуры фронтальной поверхности и синхронно регистрируют показания датчиков температуры, установленных на отражательных экранах, формируют их архив с учетом количества обтекателей, суммируют и усредняют показания датчиков температуры отражательных экранов, значения которых затем используют для задания температуры фронтальной поверхности испытуемого обтекателя. Технический результат - повышение надежности проводимых тепловых испытаний антенных обтекателей ракет за счет дополнительного косвенного контроля температуры фронтальной поверхности испытуемого обтекателя по тепловому состоянию отражательных экранов.
Изобретение относится к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на обтекатель летательного аппарата в наземных условиях. Заявлен способ тепловых испытаний керамических обтекателей, который включает нагрев наружной поверхности по заданному режиму и измерение температуры. Для изделий из партии при нагреве синхронно с измерением температуры наружной и внутренней поверхностей регистрируются диаметральные перемещения в заданных сечениях. При этом температурный режим задается по температуре наружной поверхности, а для следующих изделий, подлежащих испытанию, в случае выхода из строя термопар в обратной связи тепловой режим задается по уровню диаметральных перемещений, полученных по результатам испытаний предыдущих изделий из партии. Причем качество испытания всей партии оценивается по разнице минимума и максимума всех результатов измерения диаметральных перемещений по всей партии. Технический результат - повышение точности контроля теплового нагружения керамических оболочек вращения за счет контроля косвенных параметров, определяющих тепловое нагружение, погрешность измерения которых мала. 1 ил.
Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов (ЛА), а именно к средствам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на поверхности элементов летательных аппаратов, например головных обтекателей ракет, в наземных условиях. Предложен способ тепловых испытаний элементов летательных аппаратов, включающий нагрев наружной поверхности элементов ЛА, измерение температуры и обдув нагреваемой поверхности газовым потоком. Причем газовый поток разделен как минимум на две струи, которые подаются со скоростью, регулируемой автономно друг от друга, вдоль поверхности изделия в сторону носка и в сторону торца элемента ЛА. Технический результат - уменьшение влияния перегрева элемента ЛА при проведении наземных тепловых испытаний. 1 ил.
Изобретение относится к наземным испытаниям элементов летательных аппаратов и может быть использовано в процессе контроля клеевых соединений оболочек вращения. Сущность: осуществляют силовое нагружение вдоль оси симметрии обтекателя через пуансон с упругой прокладкой, наружная поверхность, которого эквидистантна внутренней поверхности керамической оболочки, а высота взаимодействия пуансона с оболочкой относительно носка меньше половины расстояния между верхним срезом шпангоута и носком обтекателя, сдвиг оболочки измеряют относительно верхнего среза шпангоута минимум в трех точках, находящихся между собой на одинаковом расстоянии. Силовое нагружение на испытуемый обтекатель задают до величины не более 50% расчетной нагрузки, определяют параметры узла соединения - жесткость клеевого соединения, жесткость штифтового соединения для составных шпангоутов и собственную частоту колебаний керамической оболочки относительно шпангоута по формулам, а качество узла соединения определяют путем сравнения прочностных параметров узла соединения с соответствующими параметрами эталонного узла соединения обтекателя. Технический результат: расширение параметров (коэффициенты жесткости клеевого соединения и штифтового соединения в составном шпангоуте и собственную частоту колебаний керамической оболочки относительно шпангоута) для оценки качества узла соединения и повышение точности их определения. 3 ил.
Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов (ЛА), а именно к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на головную часть (обтекатель) ракеты в наземных условиях. Способ теплопрочностных испытаний керамических обтекателей включает радиационный нагрев, силовое нагружение и видеосъемку наружной поверхности керамической оболочки обтекателя, в местах концентраторов напряжений наносится порошкообразное покрытие со степенью черноты, резко отличающейся от степени черноты материала поверхности конструкции, причем порошкообразное покрытие наносится без связующего. Техническим результатом заявленного изобретения является повышение информативности при определении запаса прочности керамических обтекателей в процессе теплопрочностных испытаний. 1 ил.
Изобретение относится к технике наземных испытаний головных частей (обтекателей) летательных аппаратов (ЛА), а именно к способам контроля радиотехнических характеристик (РТХ) радиопрозрачного обтекателя (РПО) в условиях, имитирующих аэродинамический нагрев. Достигаемый технический результат - определение радиотехнических характеристик непрерывно на всей траектории полета ЛА. Указанный результат достигается за счет того, что нагрев осуществляется точечными инфракрасными излучателями с параболическими рефлекторами, которые монтируются в окнах сферического сегмента, диаметр основания которого много больше диаметров оснований рефлекторов излучателей, установленных на сферическом сегменте таким образом, чтобы оси рефлекторов были направлены по нормали к поверхности сферического сегмента, причем обтекатель располагается так, чтобы его ось совпадала с осью сферического сегмента. 1 ил.
Инфракрасный нагреватель // 2694244
Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов (ЛА), а именно к средствам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на элементах летательных аппаратов в наземных условиях. Инфракрасный нагреватель, содержащий каркас, теплоизоляционный экран, инфракрасный излучатель, токоподводы, выполнен в виде токопроводящей мембраны, натянутой в поперечном направлении между токоподводами, а в продольном направлении между ограничителями из теплоизоляционного материала, причем токопроводящая мембрана омывается инертным газом, циркулирующим в полости, образованной ограничителями, теплоизоляционным экраном, теплоизолированными токоподводами и колбами из материала, прозрачного в инфракрасной области спектра, охлаждаемыми по внутренней поверхности потоком воздуха, причем инертный газ и воздух подается через каналы в токоподводах. Изобретение обеспечивает расширение температурного диапазона воспроизведения теплового поля на наружной поверхности элементов летательных аппаратов. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к способам тепловых испытаний элементов летательных аппаратов, в частности керамических обтекателей ракет. Заявлен способ тепловых испытаний натурных керамических элементов летательных аппаратов, который включает нанесение на нагреваемую поверхность высокотемпературного покрытия с высокой степенью черноты, радиационный нагрев и измерение температуры. Перед нанесением покрытия на нагреваемую поверхность устанавливают термоприемники, наносят покрытие с высокой степенью черноты и осуществляют их нагрев локально радиационными импульсами постоянной мощности, сравнивают время выхода на заданную температуру термоприемника с эталонным. При значении времени выхода для термоприемника менее, чем для эталонного, на исследуемый термоприемник наносят дополнительный слой покрытия, при значении времени выхода для термоприемника более, чем для эталонного, с термоприемника снимают слой покрытия. Технический результат - повышение точности задания тепловых режимов керамических обтекателей при наземных испытаниях в установках радиационного нагрева. 2 ил.
Изобретение относится к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на головную часть обтекателя ракеты в наземных условиях. Предложен способ теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов, включающий зонный нагрев обтекателя контактным нагревателем в виде электропроводящих секторов, соединенных в электрическую цепь последовательно, координаты которых заданы относительно вершины обтекателя и измерение температуры. Причем электрическое сопротивление электропроводящего сектора определяется относительно вершины обтекателя по формуле: где Rn - электрическое сопротивление нагревателя; qn-i - плотность теплового потока от нагревателя на (n-i)-м участке наружной поверхности обтекателя; Sn-i - площадь поверхности (n-i)-го участка обтекателя; Р - мощность нагревателя. Технический результат - повышение точности воспроизведения температурного поля на поверхности обтекателей ракет из неметаллических материалов и упрощение технологии изготовления контактных нагревателей. 1 ил.
Способ теплового нагружения обтекателей летательных аппаратов из неметаллических материалов // 2670725
Изобретение относится к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на обтекатель летательного аппарата в наземных условиях. Заявленный способ теплового нагружения обтекателей летательных аппаратов из неметаллических материалов включает нагрев наружной поверхности обтекателя и измерение температуры. Температурный режим воспроизводится в печи, которая предварительно разогревается без обтекателя до температуры, превышающей максимальную температуру на режиме. Испытуемый обтекатель с термодатчиками, установленный на подвижной теплоизолированной платформе, вводится в разогретую печь. Причем при вводе температура наружной поверхности обтекателя регулируется за счет перемещения подвижной платформы, а после достижения установившейся температуры наружной поверхности регулирование производится за счет изменения напряжения, подводимого к нагревателю печи. Технический результат - снижение требуемой электрической мощности и расширение возможностей регулирования режимом нагрева при проведении наземных тепловых испытаний обтекателей летательных аппаратов из неметаллических материалов. 1 ил.
Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов (ЛА), а именно к воспроизведению тепловых режимов головной части (обтекатель) ракеты в наземных условиях. Предложен способ тепловых испытаний металлических шпангоутов керамических обтекателей, включающий нагрев шпангоута и контроль температуры. На наружной поверхности испытуемого шпангоута, монтируют керамическую скобу с продольным разрезом, вырезанную из юбки керамической оболочки обтекателя. На внутреннюю поверхность скобы нанесен слой герметика, воспроизводящий клеевой слой в узле соединения керамической оболочки и металлического шпангоута. Монтаж шпангоута в керамической скобе проводят за счет расширения продольного разреза клином. Нагрев шпангоута проводят с его внутренней стороны с синхронной регистрацией изменения ширины продольного разреза скобы. Среднее радиальное расширение рассчитывают по формуле:
,где Δ - перемещение, измеренное в сечении, проходящей через ось штока датчика перемещений; R0 - исходный радиус испытуемого шпангоута; ΔС - толщина скобы; ΔH - высота площадки для установки датчика перемещений относительно наружной поверхности скобы; Δh - расстояние оси штока до основания датчика перемещений. Технический результат - снижение вероятности появления дефектных обтекателей в процессе их производства. 2 ил.
Изобретение относится к способам воспроизведения аэродинамического теплового и силового воздействия на головную часть (обтекатель) ракеты в наземных условиях. Сущность: осуществляют силовое воздействие к наружной поверхности обтекателя через многослойную структуру, состоящую из жесткой оболочки, упругой среды, гибкой и дискретной теплоизоляции и контактного нагревателя, а составляющие внешней силовой нагрузки прикладываются к наружной поверхности жесткой оболочки. Поперечная сила прикладывается в плоскости перпендикулярной плоскости приложения продольных сил, а теплоизоляция состоит из дискретных секторов эквидистантных наружной поверхности обтекателя. В плоскости приложения продольных сил на наружной поверхности обтекателя через нагреватель монтируют гибкую теплоизоляцию. Технический результат - повышение точности воспроизведения силовой нагрузки на обтекатель ракеты и увеличение технических возможностей оборудования для наземной отработки новых конструкций ракетной техники. 1 ил.
Изобретение относится к испытательной технике. Способ тепловых испытаний обтекателей ракет из неметаллических материалов включает нагрев наружной поверхности обтекателя за счет пропускания электрического тока через нагреватели, расположенные к наружной поверхности обтекателя с зазором, и измерение температуры. В качестве нагревателей используют кварцевые галогенные или газоразрядные лампы, нагреватели расположены с зазором к рефлекторам, установленным на несущей стенке. Рефлекторы выполнены полыми с перфорацией, их поверхность эквидистантна поверхности обтекателя. Зоны нагрева составляют единое целое и являются составной частью тракта удаления газов. В пространство между рефлекторами и поверхностью обтекателя подают газовую смесь в направлении от вершины к торцу обтекателя и со стороны зон нагрева в направлении нормали к поверхности обтекателя. Техническим результатом изобретения является повышение точности задания температурного поля при наземных испытаниях обтекателей из неметаллических материалов и снижение выделения вредных веществ в рабочее пространство. 2 ил.
Изобретение относится к технике наземных испытаний головных частей (обтекателей) летательных аппаратов. Достигаемый технический результат - контроль радиотехнических характеристик радиопрозрачного обтекателя в условиях, имитирующих аэродинамический нагрев. Сущность способа заключается в том, что температурное поле на наружной поверхности обтекателя создается за счет фокусировки на поверхности с помощью параболических рефлекторов излучения от отдельных линейных инфракрасных излучателей, которые расположены вдоль фокусных линий рефлекторов. Излучатели с рефлекторами расположены вдоль и вокруг оси обтекателя на таком расстоянии, чтобы его отношение к радиусу обтекателя было больше десяти. Внутри обтекателя установлена приемная, а снаружи со стороны носа обтекателя передающая антенна или наоборот. 1 ил.
Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов и может быть использовано в процессе контроля тонкостенных стеклопластиковых оболочек. Способ включает создание перепада давления по стенке оболочки и одновременную регистрацию нормальных перемещений поверхности оболочки при ее вращении вокруг своей оси с помощью неподвижных датчиков, расположенных в одной плоскости с осью оболочки вдоль ее образующей. Оценку годности тонкостенной оболочки осуществляют по результатам сравнения значений максимальных перемещений поверхности оболочки с их базовыми значениями. Изобретение позволяет упростить процесс контроля за счет уменьшения количества датчиков перемещения (деформаций), уменьшить трудоемкость и сохранить целостность оболочки. 1 ил.
Изобретение относится к измерению деформаций и может быть использовано при испытаниях изделий из хрупких материалов, например керамических обтекателей. Сущность: датчик измерения перемещения и деформации крепится жестким клеем на сухой поверхности односторонней липкой ленты с жесткой основой, закрепленной на поверхности исследуемой конструкции, при этом площадь липкой ленты выбирают из условия: Fe<<S1⋅τ1≤S2⋅τ2<S2⋅τ3, где Fe - максимальное значение силы реакции упругого элемента датчика измерения перемещения и деформации; S1 - площадь приклеивания датчика измерения перемещения и деформации; τ1 - величина сдвиговых напряжений, при которых наступает нарушение склейки жесткой основы липкой ленты с датчиком измерения перемещения и деформации; τ2 - величина сдвиговых напряжений, при которых наступает нарушение склейки липкой ленты с поверхностью объекта; τ3 - величина предельных сдвиговых напряжений, при которых происходит механическое разрушение поверхности объекта, например влагозащитного покрытия (ВЗП), или сколы на поверхности объекта и др., где τ2<τ3; S2 - площадь приклейки липкой ленты к поверхности объекта. Технический результат: исключение нарушения целостности поверхности объекта и повышение достоверности результатов измерения перемещения и деформации испытуемого объекта при исследовании НДС натурных обтекателей ракет. 2 з.п. ф-лы, 1 табл., 2 ил.
Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов и может быть использовано при наземных испытаниях элементов летательных аппаратов. Заявленный способ включает зонный нагрев наружной поверхности изделия за счет контакта с нагревателем. Распределение температуры по высоте изделия задается электропроводящими секторами нагревателя разной толщины, которые соединены в электрическую цепь параллельно и сформированы за счет намотки токопроводящей нити под и (или) поверх электрических шин, размещенных на изделии вдоль образующих. Количество витков токопроводящей нити в каждом электропроводящем секторе выбирается по формуле:
где Ni - количество витков в i-м секторе; U - напряжение на шинах; ρ - удельное сопротивление токопроводящего материала; Ri - наружный радиус изделия в i-м секторе; qi - требуемая плотность теплового потока в i-м секторе; Sn - площадь поперечного сечения токопроводящей нити; Δh - высота i-го сектора. Технический результат - устранение ограничений по заданию температурного поля на поверхности испытуемых объектов, высота которых меньше диаметра основания. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов (ЛА). Сущность: осуществляют силовое нагружение на сдвиг и измерение деформаций соединения. Силовое нагружение прилагают вдоль оси симметрии обтекателя через пуансон с упругой прокладкой, наружная поверхность которого эквидистантна внутренней поверхности керамической оболочки, а высота взаимодействия пуансона с оболочкой относительно носка меньше половины расстояния между верхним срезом шпангоута и носком обтекателя. Сдвиг оболочки измеряют относительно верхнего среза шпангоута минимум в трех точках окружности, находящихся между собой на одинаковом расстоянии, а модуль сдвига клея в узле соединения обтекателя рассчитывают по формуле. Технический результат: возможность определения модуля сдвига клея непосредственно на натурном обтекателе. 1 ил.
Изобретение относится к испытанию керамических обтекателей летательных аппаратов на разрушение. Способ включает создание избыточного давления во внутренней полости обтекателя. Предварительно на наружной поверхности обтекателя монтируют упругий перфорированный прозрачный чехол, на внутреннюю поверхность которого нанесен липкий слой, обеспечивающий возможность фиксации осколков обтекателя при его разрушении, и перфорированный защитный кожух, при этом пространство между наружной поверхностью упомянутого чехла и внутренней поверхностью кожуха заполняют резиновым материалом. Липкий слой на внутреннюю поверхность упругого чехла может быть нанесен двусторонним скотчем. Может быть использован резиновый материал в виде шариков. Обеспечивается возможность восстановления картины разрушения обтекателя при проведении опрессовки. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов (ЛА) и может быть использовано для проектирования аэродинамического теплового воздействия на головную часть (обтекатель) ракеты в наземных условиях. Предлагаемый способ воспроизведения аэродинамического нагрева дает возможность задать температурное поле элементов ЛА типа тел вращения с минимальными энергетическими затратами и с равномерным тепловым нагружением в сечениях изделия. Отличительными признаками способа является возможность задания температурного поля по высоте изделия, если известно значение температуры в одном сечении и геометрические размеры изделия. Способ включает условное разбиение поверхности изделия на сектора по окружности изделия, определения толщины секторов по электрическому сопротивлению, монтаж электропроводящего слоя на наружной поверхности изделия, расположение на изделии токоведущих шин и чехла из теплоизоляционного материала. Технический результат - повышение точности и достоверности результатов теплопрочностных испытаний обтекателей ракет из неметаллических материалов. 1 ил.
Изобретение относится к области тепловых испытаний и может быть использовано при наземных испытаниях элементов летательных аппаратов. Способ тепловых испытаний керамических обтекателей ракет включает нагрев и контроль температуры обтекателя в зоне узла соединения керамической оболочки со шпангоутом. Нагреву до заданной температуры подвергается металлический шпангоут изнутри обтекателя с одновременным контролем температуры шпангоута. Технический результат - повышение достоверности результатов испытаний. 1 ил.
Изобретение относится к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на обтекатель ракеты в наземных условиях и может быть использовано при наземных испытаниях элементов летательных аппаратов. Заявленный способ включает нагрев наружной поверхности обтекателя за счет пропускания электрического тока через эквидистантный этой поверхности нагреватель в виде токопроводящей тонкостенной оболочки переменной толщины по высоте, контактирующей с ограничителем из теплоизоляционного материала, также эквидистантным наружной поверхности обтекателя, и измерение температуры. Токопроводящая тонкостенная оболочка расположена к наружной поверхности обтекателя с зазором, в который нагнетают инертный газ под давлением, а ограничитель из теплоизоляционного материала выполнен пористым. Технический результат - расширение температурного диапазона воспроизведения теплового поля на наружной поверхности обтекателей из неметаллических материалов при наземной отработке конструкции. 1 ил.
Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов
Изобретение относится к отрасли авиационной промышленности и может быть использовано при разборке обтекателей летательных аппаратов
Изобретение относится к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на головную часть (обтекатель) ракеты в наземных условиях и может быть использовано при наземных испытаниях элементов летательных аппаратов
СОЛНЕЧНАЯ ПЕЧЬ // 2412404
Изобретение относится к гелиотехнике и может быть использовано для приготовления пищи
АНТЕННЫЙ ОБТЕКАТЕЛЬ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА // 2316088
Изобретение относится к области авиационной и ракетной техники и преимущественно может быть использовано при изготовлении антенных обтекателей скоростных ракет различных классов
