Патенты автора Леонов Александр Георгиевич (RU)

Изобретение относится к области обработки металлов давлением и может быть использовано при получении тонкостенных сложнопрофильных обечаек из титанового сплава. Устройство содержит матрицу и контейнер, выполненный из двух деталей. В стенке контейнера имеются отверстия для одновременного вакуумирования полости контейнера и полости трубной заготовки с фланцами. Для этого прижимные крышки устанавливают с радиальными зазорами между их фланцами и фланцами заготовки. После вакуумирования полость трубной заготовки герметично закрывают прижимными крышками с помощью гидроштока. В стенке контейнера выполнен канал для подвода инертной газовой среды высокого давления в канал одной из прижимных крышек. Толщину стенки трубной заготовки и ее наружный профиль предварительно определяют расчетно-опытным путем. Заготовку изготавливают механической обработкой из толстостенной трубы. В результате обеспечивается надежная работа устройства при изготовлении сложнопрофильных обечаек с фланцами. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к системам ориентации космических аппаратов (КА) в магнитном поле Земли (МПЗ). Согласно изобретению в качестве датчиков положения КА применяют только магнитометры, измеряющие вектор магнитной индукции (В) МПЗ в связанной системе координат (ССК) КА. По аналитической модели МПЗ вычисляют вектор магнитной индукции (В0) МПЗ в проекциях на оси орбитальной системы координат (ОСК). Приравнивают поворот КА относительно ОСК обратному повороту вектора: В→А относительно ОСК, при этом повернутому вектору A присваивают координаты вектора B в ССК, по которым вычисляют кватернион взаимной ориентации векторов А и В0 в ОСК. По измеренным проекциям абсолютной угловой скорости КА на оси ССК вычисляют соответствующий кватернион угловой скорости. Способ позволяет восстанавливать ориентацию КА в ОСК из произвольного положения, а также – производить без ограничений программную ориентацию КА в ОСК. Технический результат состоит в применимости способа практически к любым типам КА, наиболее же эффективно - к КА небольших размеров. 4 ил.

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.

Изобретение относится к способам запуска полезных нагрузок (ПН) на околоземные орбиты с помощью ракет-носителей, в т.ч. переоборудованных из многоступенчатых баллистических ракет (БР). Способ включает выведение ПН в составе космической головной части, которую устанавливают на БР и оснащают двигательной установкой (ДУ) ориентации и стабилизации малой тяги многократного включения. Реализуют траекторию БР с баллистической паузой после разделения ступеней БР, во время которой включают указанную ДУ для обеспечения ориентированного положения БР и поддержания постоянной перегрузки для безотказного включения маршевой ДУ следующей ступени БР. Технический результат состоит в расширении диапазона орбит выведения ПН путем реализации баллистической паузы заданной длительности. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретения относятся к машиностроению, а именно к турбинам для привода валов электрогенераторов, компрессоров, насосов и других устройств. В первом варианте роторной радиальной активно-реактивной турбины (фиг.1, 2, 3 и 4) рабочее тело поступает через трубопровод (2) в однопоточное закрытое центробежное колесо (7) ротора (3) с тангенциально установленными на его периферии соплами (17) Лаваля, в котором осуществляется сжатие рабочего тела с повышением его давления и энтальпии и его последующее сверхзвуковое истечение через сопла (17) на профилированные лопатки (24) ротора (19), выполненного в виде двух дисков (20 и 21), расположенных соосно с двух сторон ротора (3), жестко соединенных по периферии лопатками (24) и жестко с соосными валами (22) и (23) с возможностью вращения в сторону, противоположную вращению ротора (3). Валы соединены с полезной нагрузкой. Во втором варианте турбины (фиг.5, 6 и 7) рабочее тело поступает через трубопроводы (2 и 2'), расположенные в противоположные стороны, в два идентичных, выполненных зеркально, жестко закрепленных на валу (4) и жестко соединенных между собой фланцами при помощи рамы (29) кольцеобразной формы однопоточных закрытых центробежных колеса (7 и 7') ротора (3) с тангенциально установленными на его периферии соплами (17 и 17') Лаваля. Сжатое рабочее тело истекает через сопла (17 и 17') на профилированные лопатки (24) второго ротора (19), выполненного в виде двух дисков (20 и 20'), соединенных жестко, каждый со своим валом (22 и 22') соответственно, и между собой жестко по периферии лопатками (24), выполненными в виде желобов, ось которых параллельна его валам (22 и 22'), и скрепленными жестко силовым кольцом (30). Валы (22 и 22') расположены соосно и в противоположные стороны, коаксиально с валом (4) ротора (3), при этом они связаны через соответствующую передачу с полезной нагрузкой. Техническим результатом заявляемых роторных радиальных активно-реактивных турбин является повышение их абсолютной и удельной мощности. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 7 ил.

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 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 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.

Группа изобретений относится к атмосферным беспилотным летательным аппаратам (БПЛА). Многоразовый БПЛА в транспортно-пусковом контейнере содержит фюзеляж, двигательную установку, стартово-разгонную ступень, складывающиеся крыло и оперение. Каждая из консолей крыла выполнена из телескопически связанных между собой частей, установленных с возможностью раскрытия при помощи лонжеронов, каждый из которых выполнен из телескопически соединенных частей. Корневая часть лонжерона жестко закреплена в корневой части консоли крыла, а в концевой части консоли крыла выполнен жестко закрепленный силовой шпангоут, в которой упирается лонжерон после раздвижения. Внешние торцы корневой и концевой частей лонжерона выполнены глухими. БПЛА оснащен складывающимися взлетно-посадочным шасси. Способ старта многоразового БПЛА из транспортно-пускового контейнера включает запуск стартово-разгонной ступени, движение БПЛА в транспортно-пусковом контейнере и за его пределами. После производят раскрытие и фиксацию в полетном положении оперения и корневых частей консолей крыла БПЛА, с последующим выдвижением концевых консолей крыла при помощи телескопически выдвигаемых лонжеронов и фиксацией в конечном положении. Далее отделяют стартово-разгонную ступень и запускают двигательную установку БПЛА. Группа изобретений направлена на увеличение дальности, высоты и продолжительности полета. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к ракетно-авиационной технике, а более конкретно к обеспечению теплового режима в отсеках. При обеспечении теплового режима приборного отсека в летательном аппарате (ЛА) корпус отсека, включающий две оболочки, выполняют с внутренним расположением герметизирующей оболочки. В зазоре между внутренней герметизирующей оболочкой и аппаратурой отсека размещают чехол из нежесткого теплоизоляционного материала. На поверхности теплоизоляционного материала и герметизирующей оболочки, обращенных к аппаратуре, наносят покрытие с малой степенью черноты. В условиях наземной эксплуатации во внутреннем объеме герметизирующей оболочки предварительно путем наддува создают консервационное давление, которое сохраняется на начальной стадии полета ЛА. На высоте внутри отсека снижают давление газовой среды путем сброса газа в окружающую среду задействованием устройства для сообщения приборного отсека с окружающей атмосферой с последующим закрытием этого устройства после достижения внутри отсека необходимого давления для исключения конвективного теплообмена между герметизирующей оболочкой и газовой средой отсека. Достигается улучшение параметров термостатирования. 1 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 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.

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 может быть использовано в медицине, в области композиционных материалов для изготовления эндопротезов, используемых в ортопедии для замены пораженных естественных суставов человека. Эндопротез тазобедренного сустава, эндопротез коленного сустава, эндопротез локтевого сустава, эндопротез сустава пальца кисти, содержат элементы, выполненные из композиционного материала для замещения костной ткани, содержащего пористую матрицу из волокон кристаллического углерода с межслоевым расстоянием 3,58…3,62 ангстрема, при общем количестве волокна 20…80% и материал-наполнитель, состоящий из кристаллического углерода с межслоевым расстоянием 3,42…3,44 ангстрема в количестве 50…70%, и аморфного углерода в виде кокса в количестве 10…20% от общего объема пор. При этом в аморфный углерод внедрены углеродные нанотрубки в количестве 0,05…1,0% от массы аморфного углерода. Изобретение позволяет повысить прочность эндопротезов до значений, равных и выше максимальной прочности костной ткани человека, 4 н. и 8 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к авиационной технике для тушения очагов возгорания. Авиационный комплекс включает беспилотный летательный аппарат (БПЛА) со складываемыми-раскладываемыми несущими поверхностями, оснащенный аппаратурой обнаружения и идентификации очагов возгорания, бортовой емкостью, автоматической системой заправки водой, самоходный мобильный пункт управления БПЛА, обеспечивающий корректировку полетного задания, машину эксплуатационно-технического обслуживания. В пожароопасный период авиационный комплекс выдвигают на площадку для запуска БПЛА, который осуществляет мониторинг и тушение. С помощью машины эксплуатационно-технического обслуживания пополняет запасы топлива и воды. Изобретение направлено на повышение оперативности тушения очагов возгорания. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к мобильным системам вооружения. Береговой ракетный комплекс (БРК) включает самоходный командный пункт (СКП), содержащий машину боевого управления (МБУ) и самоходные пусковые установки (СПУ) с ракетами. МБУ и СПУ выполнены с возможностью соединения системами связи и обмена данными с источниками целеуказания - наземными РЛС и вышестоящим командным пунктом (ВКП). БРК выполнен с возможностью включения транспортно-заряжающих машин (ТЗМ). СПУ, ТЗМ и МБУ выполнены с возможностью размещения на удалении друг от друга до 30 километров, а в МБУ и СПУ введены блоки параметров управления, наведения и самонаведения ракет, обеспечивающие одновременный приход ракет залпа к цели. Введенные в МБУ и СПУ блоки обработки информации целеуказания по наземным целям обеспечивают БРК поражение как морских, так и наземных радиоконтрастных и нерадиоконтрастных целей. В состав СКП включена командно-штабная машина (КШМ), обеспечивающая согласованное управление как данным, так и другими БРК, комплексами артиллерийских установок. Все подвижные средства БРК оснащены средствами маскировки. Техническим результатом изобретения является повышение скрытности, боевой устойчивости и эффективности БРК. 13 з.п. ф-лы, 1 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 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 медицине, хирургии и ортопедии. Имплантат для замещения костных дефектов выполнен из углерод-углеродного композиционного материала. Материал содержит пористую матрицу из волокон кристаллического углерода с межслоевым расстоянием 3,58…3,62 ангстрема, при общем количестве волокна 20…80%. Материал-наполнитель состоит из кристаллического углерода с межслоевым расстоянием 3,42…3,44 ангстрема в количестве 50…70% и аморфного углерода в виде кокса в количестве 10…20% от общего объема пор матрицы. При этом в аморфный углерод внедрены углеродные нанотрубки в количестве 0,05…1,0% от массы аморфного углерода. Изобретение позволяет повысить эффективность применения имплантата для замещения костных дефектов путем повышения коэффициента запаса прочности кости при замещении ее дефекта. 2 з.п. ф-лы.
Изобретение относится к медицине, ортопедии. Головка эндопротеза тазобедренного сустава выполнена из композиционного материала. Материал содержит пористую матрицу из волокон кристаллического углерода с межслоевым расстоянием 3,58…3,62 ангстрема, при общем количестве волокна 20…80%. Материал-наполнитель состоит из кристаллического углерода с межслоевым расстоянием 3,42…3,44 ангстрема в количестве 50…70% и аморфного углерода в виде кокса в количестве 10…20% от общего объема пор матрицы. В аморфный углерод внедрены углеродные нанотрубки в количестве 0,05…1,0% от массы аморфного углерода. Изобретение позволяет повысить прочность эндопротезов до значений, равных и выше максимальной прочности костной ткани человека. 2 з.п. ф-лы.
Изобретение относится к медицине, а именно ортопедии. Ножка эндопротеза тазобедренного сустава выполнена из композиционного материала. Материал содержит пористую матрицу из волокон кристаллического углерода с межслоевым расстоянием 3,58……3,62 ангстрема при общем количестве волокна 20……80% и материал-наполнитель, состоящий из кристаллического углерода с межслоевым расстоянием 3,42……3,44 ангстрема в количестве 50……70% и аморфного углерода в виде кокса в количестве 10……20% от общего объема пор матрицы. При этом в аморфный углерод внедрены углеродные нанотрубки в количестве 0,05……1,0% от массы аморфного углерода. Изобретение позволяет повысить прочность эндопротеза до значений, равных и выше максимальной прочности костной ткани человека. 2 з.п. ф-лы.
Изобретение относится к медицине, ортопедии. Чашка эндопротеза тазобедренного сустава выполнена из композиционного материала. Материал содержит пористую матрицу из волокон кристаллического углерода с межслоевым расстоянием 3,58…3,62 ангстрема, при общем количестве волокна 20…80%. Материал-наполнитель состоит из кристаллического углерода с межслоевым расстоянием 3,42…3,44 ангстрема в количестве 50…70% и аморфного углерода в виде кокса в количестве 10…20% от общего объема пор матрицы. В аморфный углерод внедрены углеродные нанотрубки в количестве 0,05…1,0% от массы аморфного углерода. Изобретение позволяет повысить прочность эндопротеза до значений равных и выше максимальной прочности костной ткани человека. 2 з. п. ф-лы.

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.

Способ повышения реактивной тяги в турбореактивном двухконтурном двигателе включает подачу окислительного и горючего рабочего тела в проточный тракт первого контура, их смесеобразование, сгорание и последующее истечение из него продуктов сгорания с получением механической энергии для вращения вентилятора двигателя. Подают окислительное рабочее тело в проточный тракт второго контура. Истечение продуктов сгорания окислительного и горючего рабочего тела осуществляют через сопло двигателя с образованием импульса реактивной тяги. Переобогащенную смесь из окислительного и горючего рабочего тела подают в камеры сгорания введенного в проточный тракт первого контура роторного газотурбинного двигателя. Образующиеся продукты неполного сгорания при истечении направляют радиально в проточный тракт второго контура двигателя для смешения их с потоком окислительного рабочего тела. Догорание этой смеси осуществляют с последующим сверхзвуковым истечением продуктов ее полного сгорания через сопло двигателя. Изобретение направлено на повышение мощности и экономичности работы турбореактивного двухконтурного двигателя, уменьшение его габаритов и массы, повышение ресурса и надежности работы. 2 н. и 6 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 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.

Изобретение относится к способам спасения людей с применением авиационных средств. Способ оперативной доставки средств спасения с использованием ракетного комплекса заключается в выборе из комплекта ракеты, оснащенной взаимозаменяемой головной частью (ГЧ). Осуществляют полет ракеты к объекту спасения, отделение ГЧ, запуск поршневого двигателя ГЧ, поиск объекта спасения, снижение ГЧ до минимально возможной высоты и зависание ее вблизи объекта спасения на заданном и расчетном расстоянии. Затем осуществляют безопасный сброс контейнеров со средствами спасения и увод ГЧ на безопасное расстояние. В ГЧ включены контейнеры, содержащие средства спасения, средства отделения и торможения головной части (ГЧ), система управления ГЧ, датчики обнаружения и аппаратура идентификации объекта спасения в области его возможного нахождения, поршневой двигатель для полета на малых высотах и система сброса контейнеров, средства связи. Обеспечивается максимально быстрая и точная доставка средств спасения. 2 н. и 15 з.п. ф-лы, 16 ил.

Изобретение относится к области помехозащищенных систем спутниковой навигации, предлагаемых к использованию в составе х крылатых ракет. Система спутниковой навигации крылатой ракеты (КР) содержит аппаратуру спутниковой навигации и антенную систему. Антенная система выполнена помехозащищенной в виде блока обработки информации и антенны, которая выполнена в виде отдельных антенных элементов приема спутниковых сигналов. Каждый антенный элемент соединен с блоком обработки информации независимым кабелем. Антенна размещена в передней торцевой части КР по окружности корпуса под радиопрозрачным обтекателем носовой части КР, а блок обработки информации размещен в отсеке бортовой аппаратуры. Система спутниковой навигации сверхзвуковой крылатой ракеты (КР) вместе с основной антенной системой может содержать дополнительную антенную систему. Антенные системы выполнены помехозащищенными в виде блоков обработки информации и антенн, каждая из которых состоит из антенных элементов, соединенных с блоком обработки информации, соответствующим основной или дополнительной антенне, независимым кабелем. Антенна основной антенной системы размещена в верхней части КР под радиопрозрачным обтекателем, а антенна дополнительной антенной системы размещена в передней торцевой части КР по окружности корпуса под радиопрозрачным обтекателем носовой части КР. Блоки обработки информации размещены в отсеке бортовой аппаратуры. Использование предлагаемого решения позволяет обеспечить высокую помехозащищенность, высокую точность, непрерывность работы ССН крылатых ракет с существенной экономией затрат, а также исключает необходимость проведения дополнительных расчетов корпуса и дорогостоящих испытаний, связанных с внесением изменений в корпус КР. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Группа изобретений относится к ракетной технике, а именно к сверхзвуковым крылатым ракетам, предназначенным для поражения наземных целей, включая легкоуязвимые площадные наземные объекты, в том числе критичные по времени мобильные цели. Способ включает введение в бортовую аппаратуру системы управления предварительно сформированное полетное задание, содержащее траекторию полета ракеты и точку прицеливания, информацию о типе поражаемой цели, пуск и полет ракеты в точку с заданными координатами при поддержании ее сверхзвуковой скорости. Полетное задание формируют по исходным данным о параметрах цели. При достижении ракетой точки с заданными координатами определяют скорость и высоту полета относительно цели с последующим определением координат точки отделения элементов дополнительного боевого снаряжения, производят отделение элементов дополнительного боевого снаряжения в этой точке, восстанавливают аэродинамический контур крылатой ракеты, производят стабилизацию крылатой ракеты, обеспечивают полет ракеты до поражения основной цели. Хранение элементов дополнительного боевого снаряжения осуществляют в отдельных контейнерах, из которых осуществляют отделение указанных элементов. Ракета содержит планер, в приборном отсеке которого размещены блоки бортовой аппаратуры системы управления, боевое снаряжение. В передней части ракеты установлено дополнительное боевое снаряжение, состоящее из отдельных элементов, выполненных в виде статически устойчивых модулей, размещенных в отдельных контейнерах, с возможностью отделения элементов от ракеты в расчетный момент времени. В задней части контейнеров размещены заглушки с возможностью их продольного перемещения вдоль контейнера под действием пороховых газов и фиксации на корпусе ракеты. Передняя часть заглушки выполнена с профилем, аналогичным профилю соответствующей части аэродинамического контура ракеты. Увеличиваются боевые возможности и эффективность в поражении рассредоточенных целей, сохраняется управляемость ракеты вплоть до достижения цели. 2 н. и 22 з.п. ф-лы, 12 ил.

Группа изобретений относится к средствам и методам выведения, работы на орбите и увода с орбиты автоматических полезных нагрузок (ПН) с помощью беспилотного ракетно-космического комплекса (РКК). В состав РКК входит разгонный блок (РБ) с устройствами управления ракетой-носителем, которые при отделении ПН от РБ дистанционно управляют служебными системами ПН, запасом топлива для увода ПН, системой стыковки с ПН на рабочей орбите и манипулятором для технического обслуживания и установки ПН на РБ. ПН может быть выполнена и неотделяемой от РБ. Для дистанционного управления ПН, после её отделения, РБ перемещают в заданное место орбиты. Электропитание ПН осуществляют с использованием оборудования, доставляемого РБ, или от штатных бортовых систем РБ. Увод ПН осуществляют с помощью РБ, после его сближения и стыковки с ней. Техническим результатом являются минимизация состава управляющих и энергетических систем РКК, упрощение процесса выведения на орбиту, возможность полной последующей утилизации компонентов РКК. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Группа изобретений относится к построению и управлению космическими аппаратами на орбитах ИСЗ. Система включает в себя орбитальную станцию, целевые (ЦМ) и обеспечивающие модули на компланарных орбитах. ЦМ имеют в своем составе многоразовые возвращаемые аппараты (МВА) крылатой схемы. В МВА размещены отсеки с целевой аппаратурой, используемые многократно бортовые системы модуля и ракеты-носителя и др. необходимые системы. Предусмотрен пилотируемый транспортно-целевой модуль с пилотируемым МВА. Модули системы выводятся на рабочие орбиты и управляются на них системами управления МВА с корректировкой программы наземными средствами. По завершении жизненного цикла элементов системы они переводятся на траекторию спуска в зону захоронения в Мировом океане. МВА совершают самолетную посадку на выбранный аэродром и, после прохождения регламента, используются повторно. Техническим результатом группы изобретений является создание с минимальными затратами и экологическим ущербом многоцелевой перестраиваемой орбитальной системы на компланарных орбитах. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Роторный газотурбинный двигатель содержит жестко установленное на валу центробежное рабочее колесо с центробежными каналами, обеспечивающее сжатие поступающего в него окислительного рабочего тела, установленную коаксиально с ним камеру сгорания торообразной формы с тангенциально расположенными на ней соплами, обеспечивающими создание импульса реактивной силы от истекающих через сопла продуктов сгорания смеси горючего и окислительного рабочего тела для вращения рабочего колеса и камеры сгорания, средства подачи горючего рабочего тела и средства зажигания смеси горючего и окислительного рабочего тела. Внутренняя полость корпуса камеры сгорания разделена на отдельные камеры сгорания жестко закрепленными поперечными перегородками, которые являются продолжением лопаток рабочего колеса, и закреплены с образованием входных отверстий в отдельные камеры сгорания. Выходные отверстия центробежных каналов открыты в полости отдельных камер сгорания через входные отверстия. По меньшей мере по одному выходному отверстию центробежного канала открыто в полость каждой отдельной камеры сгорания, снабженной по меньшей мере одним соплом, выполненным сверхзвуковым, в виде круглого или плоского сопла Лаваля. Центральная ось сопла на его входе совпадает по направлению с центральной осью отдельной камеры сгорания на ее выходе. Отдельные камеры сгорания снабжены средствами подачи горючего рабочего тела, и средствами зажигания, размещенными в каждой поперечной перегородке, и обеспечивающими одновременное воспламенение смеси горючего и окислительного рабочего тела в примыкающих друг к другу отдельных камерах сгорания. Между центробежным рабочим колесом и отдельными камерами сгорания установлено средство дросселирования, обеспечивающее заданные расходные и термодинамические параметры сжатых потоков окислительного рабочего тела на входе в каждую отдельную камеру сгорания. Техническим результатом заявляемого изобретения является повышение эффективности и надежности работы роторного газотурбинного двигателя за счет организации устойчивого и эффективного горения топливо-воздушной смеси. 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Группа изобретений относится к боевой ракетной технике, размещаемой на подводном носителе (ПН). Для обеспечения достижения ПН стартовой позиции применения реактивных систем залпового огня (РСЗО) по выбранной береговой цели путем поражения крылатыми ракетами (КР) надводных средств противолодочной обороны (ПЛО) при их обнаружении в процессе полета КР по маршруту движения ПН осуществляется опережающий запуск КР по цели. При выходе ПН на позицию применения РСЗО из приподнятых над поверхностью воды пусковых установок РСЗО, при погруженном положении ПН, производится залповая стрельба по береговым целям. При отсутствии надводных средств ПЛО КР также наносят удар по наземным целям. Взаимодействие средств комплекса обеспечивается применением объединенной автоматизированной системы управления оружием ПН. Техническим результатом группы изобретений является обеспечение площадного поражения стратегически важных береговых объектов средствами РСЗО и высокоточными КР в прибрежной зоне вероятного противника. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к медицине, конкретно к области композиционных материалов для изготовления эндопротезов. Композиционный материал для замещения костной ткани содержит пористую матрицу из волокон кристаллического углерода с межслоевым расстоянием 3,58…3,62 ангстрема при общем количестве волокна 20…80% и материал-наполнитель, состоящий из кристаллического углерода с межслоевым расстоянием 3,42…3,44 ангстрема в количестве 50…70% и аморфного углерода в виде кокса в количестве 10…20% от общего объема пор. При создании композиционного материала для замещения костной ткани в аморфный углерод внедрены углеродные нанотрубки в количестве 0,05…1,0% от массы аморфного углерода. Композиционный материал по изобретению имеет прочность при циклическом нагружении, равную и выше максимальной прочности костной ткани человека. 1 табл.

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 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 медицине, а именно к хирургической стоматологии. После освежения краев расщелины альвеолярного отростка верхней челюсти и выкраивания слизисто-надкостничных лоскутов с вестибулярной поверхности обнажают костный дефект альвеолярного отростка, мобилизуют мягкие ткани и слизисто-надкостничные лоскуты до основания грушевидного отверстия и носовой ости, ушивают оро-назальное сообщение и опрокинутые надкостничные лоскуты, формируют заднюю и верхнюю стенки ложа для помещения трансплантата. Нижнюю стенку формируют сшиванием мобилизованных слизисто-надкостничных лоскутов с небной стороны. Затем ложе выстилают биодеградируемой мембраной Bio-Gide, гладкой поверхностью к мягким тканям, шероховатой к донорскому костному трансплантату. Края костного дефекта освежаются с помощью долота или бора для того, чтобы активировался процесс костеобразования. Дефект альвеолярного отростка заполняют костным аутотрансплантатом от апикального базиса до уровня шеек зубов, сверху трансплантат укрывают мембраной, шероховатой поверхностью к кости, перекрывая край дефекта на 1-2 мм, с продолжением на нижнюю стенку. Мембрана укладывается таким образом, чтобы под ней оставалось небольшое пространство для осуществления направленной регенерации. Сверху укладывают слизисто-надкостничный лоскут, рану ушивают наглухо П-образными или одиночными узловыми швами. Способ позволяет повысить эффективность пластики альвеолярного отростка верхней челюсти у детей при врожденной расщелине верхней губы, неба и альвеолярного отростка, восстанавливается форма и функция альвеолярного отростка. 2 ил., 1 пр.

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.

 


© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности
Наверх