Патенты автора Филиппов Владимир Сергеевич (RU)
Изобретение относится к области летательных аппаратов (ЛА), а именно к складываемым аэродинамическим поверхностям, механизмам их раскрытия и стопорения. Механизм раскрытия и стопорения рулей с двумя складывающимися секциями содержит пружину сжатия с опорной деталью, размещенную в корневой части руля, и соединительный трос, закрепленный одним концом в основной складывающейся секции и другим концом в опорной детали, с закрепленными на концах троса шариками. Причем опорная деталь выполнена в виде опорной чашечки, а в основной складывающейся секции образовано отверстие с прорезью под шарик с тросом. При этом внутри оси складывания основной секции установлен пластинчатый торсион, а для раскрытия концевой секции руля установлен прутковый торсион. При этом соединительный трос размещен с огибанием оси шарнирного соединения корневой части и основной секции. Преимуществом представленной конструкции является наличие механизма стопорения, который содержит подпружиненные фиксаторы, установленные в вертикальные и горизонтальные отверстия складывающихся секций рулей, вследствие чего обеспечивается неподвижность аэродинамических поверхностей ЛА в рабочем положении, что является одним из главных параметров, влияющих на поддержание заданной траектории полёта. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.
Корпус приборного отсека ракеты // 2769033
Изобретение относится к области военной техники, а именно ракетам с цилиндрическим или коническим корпусом, и может быть использовано при разработке управляемых ракет. Корпус приборного отсека ракеты разделен на две половины по плоскости, проходящей по продольной оси ракеты. Оборудование устанавливается непосредственно в нижнюю половину корпуса. После установки оборудования и электромонтажа две половины корпуса соединяются вместе призонными болтами или винтами и гайками. Это позволяет максимально использовать внутренний объем корпуса ракеты и существенно упростить установку оборудования и монтаж бортовой кабельной сети, не ослабляя корпус отсека вырезами или окнами. Положительный эффект предлагаемой конструкции заключается в использовании максимального внутреннего объема для установки оборудования и монтажа бортовой кабельной сети, существенном снижении трудоемкости установки оборудования и монтажа бортовой кабельной сети, возможности замены элементов оборудования и кабельной сети на любом этапе сборки и проверки изделия без расстыковки отсеков, сохранении нагрузочной способности корпуса отсека, сопоставимой с цельным отсеком такого же диаметра и с такой же толщиной обечайки. 3 ил.
ЗЕНИТНАЯ УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА 9М96 // 2767645
Изобретение относится к области военной техники, а именно ракетам с газодинамической системой управления, и может быть использовано при разработке управляемых ракет, противоракет и баллистических ракет. Ракета содержит корпус (1), размещенные в нем систему энергопитания, боевое снаряжение, аппаратуру системы управления, маршевую двигательную установку и двигательную установку поперечного управления (3). Двигательная установка поперечного управления (3) состоит из газогенератора, соединенного с соплами (4), размещенными в экваториальной плоскости ракеты в центре ее масс (2). Сопла (4) закрыты крышками, которые имеют независимое открытие. Система управления обеспечивает поперечное тяговое воздействие на ракету расчетной величины за счет открытия одновременно двух сопел двигательной установки поперечного управления (3), суммарная тяга которых направлена по биссектрисе угла между осями включенных сопел и пропорциональна удвоенному косинусу половины угла между осями включенных сопел. При достижении заданного поперечного смещения ракеты для компенсации промаха относительно цели система управления обеспечивает создание противоположной тяги двигательной установки за счет одновременного открытия сопел двигательной установки поперечного управления (3), оппозитных ранее открытым, суммарная тяга которых компенсирует тягу ранее открытых сопел. Обеспечивается управляемое изменение траектории движения только центра масс ракеты без изменения углового положения строительной оси ракеты по тангажу и курсу, что улучшает динамику ракеты, снижает расход топлива, позволяет использовать в двигательной установке поперечного управления ракетное топливо с предельным значением удельного импульса. 1 ил.
ЗЕНИТНАЯ РАКЕТА // 2742897
Изобретение относится к области военной техники, а именно к зенитным ракетам, и может быть использовано при разработке управляемых ракет, противоракет и баллистических ракет. Технический результат - улучшение динамики ракеты за счет существенного увеличения плеча приложения сил управления ракетой и обеспечения совместного действия аэродинамических и газодинамических сил управления от одного органа управления. Зенитная ракета содержит головную часть, аэродинамические управляющие поверхности и корпус осесимметричной формы. В корпусе находятся ракетный двигатель, системы управления и энергопитания, четыре рулевых реактивных сопла. Эти сопла размещены на аэродинамических управляющих поверхностях перпендикулярно строительной оси зенитной ракеты. Регулятор расхода газа через рулевые реактивные сопла выполнен по схеме струйного реле. Это струйное реле размещено на оси аэродинамической управляющей поверхности или на ее нижней хорде. 1 ил.
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТОЙ // 2723772
Изобретение относится к области военной техники, а именно к системе управления аэродинамическими рулями ракеты, и может быть использовано при разработке управляемых ракет, противоракет и баллистических ракет. Технический результат - увеличение точности наведения ракеты, упрощение ее конструкции и системы управления, снижение массы и трудоемкости изготовления. Ракета обеспечена возможностью управления четырьмя аэродинамическими рулями. Они расположены на корпусе симметрично в одной плоскости, перпендикулярной строительной оси ракеты. При этом ракета обеспечена возможностью свободного вращения по крену вокруг продольной оси под действием случайных возмущений и управления только по каналам тангажа и рыскания. Это предусмотрено четырьмя попарно кинематически связанными между собой аэродинамическими рулями с двумя осями вращения. Текущее положение угла крена ракеты для расчета управляющих сигналов управления по каналам тангажа и рыскания определено в условно-неподвижной системе координат. Неподвижность упомянутой системы координат относительно земной системы координат в полете обеспечена инерциальной системой. 3 ил.
РАКЕТА // 2722329
Изобретение относится к области военной техники, а именно к ракетам с аэродинамической схемой управления, и может быть использовано в управляемых ракетах, противоракетах и баллистических ракетах. Технический результат – повышение эффективности управления ракетой за счет снижения действия на нее момента «косой обдувки» - реверса управляющего момента крена. Ракета выполнена по аэродинамической схеме «утка». Она содержит корпус. В нем размещены двигательная установка, система энергопитания, боевое снаряжение, аппаратура системы управления. Эта аппаратура содержит четыре аэродинамических руля. На корпусе расположены симметрично относительно его продольной оси четыре крыла. Для снижения влияния скоса потока за аэродинамическими рулями и корпусом ракеты при ее полете с ненулевым углом атаки на реверс управляющего момента крена и аэродинамического сопротивления ракеты в целом применен единый блок крыльев. Он конструктивно объединяет четыре крыла ракеты в один блок. Этот блок установлен подвижно на кольцевом подшипнике относительно корпуса ракеты. В полете блок обеспечен возможностью свободного вращения относительно строительной оси ракеты и самоустановки крыльев за счет флюгерного эффекта в соответствии со скошенным потоком воздуха за аэродинамическими рулями и корпусом ракеты. 1 ил.
РАКЕТНАЯ ЧАСТЬ РЕАКТИВНОГО СНАРЯДА // 2559657
Изобретение относится к боеприпасам, а именно к конструкции ракетных частей реактивных снарядов. Ракетная часть реактивного снаряда содержит корпус, дно и хвостовой блок. На внутренней поверхности выходного конуса хвостового блока размещено устройство закрутки, выполненное в виде лопаток переменного сечения. Лопатки расположены с интервалом 0,65-0,75 диаметра критического сечения сопла, а высота лопаток составляет 0,08-0,1 калибра ракетной части. Лопатки переменного сечения выполнены из материала, обеспечивающего их выгорание к концу активного участка. Изобретение позволяет снизить величину технического рассеивания. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к нефтедобывающей промышленности и предназначено для автономного поддержания внутренних поверхностей насосно-компрессорных труб (НКТ) в рабочем состоянии и удаления асфальтосмолопарафиновых (АСПО) и других отложений в скважинах, эксплуатирующихся погружными электроцентробежными насосными установками, а также газлифтными установками и фонтанным способом
Изобретение относится к антеннам и, в частности, к всенаправленным антеннам, которые применяются в системах GPS и GNSS
