Патенты автора Дергачев Александр Анатольевич (RU)

Изобретение относится к пусковым установкам (ПУ) для ракет в транспортно-пусковом контейнере (ТПК). Корабельная ПУ для ракет в ТПК с минометным стартом оснащена продольной системой амортизации (СА) с заданным ходом подвижной части ПУ с жестко закрепленным в ней ТПК с ракетой. ПУ снабжена амортизатором из эластомерного материала, установленным на фундамент надводного корабля с зазором между нижней поверхностью амортизируемой системы и эластомерными элементами не менее хода продольной СА. Техническим результатом изобретения является снижение ударных нагрузок на ПУ и ТПК, повышение надежности ПУ. 5 ил.

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике и может быть использовано для обеспечения теплового режима бортовой аппаратуры сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов (ЛА). Устройство тепловой защиты ЛА выполнено в виде внешней и внутренней оболочек и содержит пропитанный хладагентом охлаждающий материал. Охлаждающий материал размещен на внешней поверхности внутренней оболочки и выполнен в виде сегментов, размещенных по всей поверхности оболочки с зазорами не менее, чем величина теплового расширения материала сегмента под воздействием теплового потока от внешней оболочки. На заднем торце устройства по направлению полета ЛА выполнены отверстия для отвода паров хладагента по паропроводам в полость негерметичного отсека ЛА, неподверженную воздействию внешнего скоростного напора. Техническим результатом изобретения является уменьшение массогабаритных характеристик устройства и упрощение конструкции. 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике и может быть использовано для отделения отсека летательного аппарата (ЛА). Система отделения отсека ЛА содержит устройство крепления отсека к ЛА по стыковочным шпангоутам, выполненное с возможностью расфиксации крепления, и устройство отделения, установленное на ЛА и снабженное толкателем. Толкатель контактирует с упорным элементом отсека. На стыковочном шпангоуте отсека выполнен посадочный пояс для стыковочного шпангоута ЛА. В состав устройства отделения введена охватывающая его оболочка с закрепленными на ней передним и задним фланцем. Передним фланцем оболочка закреплена на торце толкателя, задним фланцем установлена в центральном отверстии стыковочного шпангоута отсека с возможностью упора в торец посадочного пояса, являющийся упорным элементом отсека. Техническим результатом изобретения является повышение надежности отделения отсека ЛА. 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике. Способ управления авиационным воздушно-реактивным двигателем (ВРД) летательного аппарата (ЛА) включает измерение давления и температуры воздуха на входе в ВРД, преобразование информации с датчиков давлений и температуры и передачу преобразованной информации по каналу (4) обмена информацией к вычислителю (8), обработку полученной информации в вычислителе (8) по заранее установленным алгоритмам поддержания скорости летательного аппарата на различных высотах движения аппарата, выдачу управляющих сигналов на агрегаты ВРД. Способ также включает в себя обеспечение самоконтроля блоков, датчиков и клапанов агрегатов ВРД. При получении сигнала об отказе датчиков (3) давления и/или датчиков (11) температуры выдается команда для выполнения резервного алгоритма управления ВРД, заключающегося в расчете давления и температуры воздуха на входе в ВРД по измеряемым с помощью аппаратуры (5) спутниковой навигации параметрам скорости и высоты летательного аппарата. Изобретение обеспечивает возможность корректировки работы ВРД в штатном режиме и формирования резервной системы для управления ВРД во внештатной ситуации. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике. Способ управления авиационным воздушно-реактивным двигателем (ВРД) летательного аппарата (ЛА) включает измерение давления и температуры воздуха на входе в ВРД, преобразование информации с датчиков давлений и температуры и передачу преобразованной информации по каналу (4) обмена информацией к вычислителю (8), обработку полученной информации в вычислителе (8) по заранее установленным алгоритмам поддержания скорости летательного аппарата на различных высотах движения аппарата, выдачу управляющих сигналов на агрегаты ВРД. Способ также включает в себя обеспечение самоконтроля блоков, датчиков и клапанов агрегатов ВРД. При получении сигнала об отказе датчиков (3) давления и/или датчиков (11) температуры выдается команда для выполнения резервного алгоритма управления ВРД, заключающегося в расчете давления и температуры воздуха на входе в ВРД по измеряемым с помощью аппаратуры (5) спутниковой навигации параметрам скорости и высоты летательного аппарата. Изобретение обеспечивает возможность корректировки работы ВРД в штатном режиме и формирования резервной системы для управления ВРД во внештатной ситуации. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике. Способ управления авиационным воздушно-реактивным двигателем (ВРД) летательного аппарата (ЛА) включает измерение давления и температуры воздуха на входе в ВРД, преобразование информации с датчиков давлений и температуры и передачу преобразованной информации по каналу (4) обмена информацией к вычислителю (8), обработку полученной информации в вычислителе (8) по заранее установленным алгоритмам поддержания скорости летательного аппарата на различных высотах движения аппарата, выдачу управляющих сигналов на агрегаты ВРД. Способ также включает в себя обеспечение самоконтроля блоков, датчиков и клапанов агрегатов ВРД. При получении сигнала об отказе датчиков (3) давления и/или датчиков (11) температуры выдается команда для выполнения резервного алгоритма управления ВРД, заключающегося в расчете давления и температуры воздуха на входе в ВРД по измеряемым с помощью аппаратуры (5) спутниковой навигации параметрам скорости и высоты летательного аппарата. Изобретение обеспечивает возможность корректировки работы ВРД в штатном режиме и формирования резервной системы для управления ВРД во внештатной ситуации. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике. Способ управления авиационным воздушно-реактивным двигателем (ВРД) летательного аппарата (ЛА) включает измерение давления и температуры воздуха на входе в ВРД, преобразование информации с датчиков давлений и температуры и передачу преобразованной информации по каналу (4) обмена информацией к вычислителю (8), обработку полученной информации в вычислителе (8) по заранее установленным алгоритмам поддержания скорости летательного аппарата на различных высотах движения аппарата, выдачу управляющих сигналов на агрегаты ВРД. Способ также включает в себя обеспечение самоконтроля блоков, датчиков и клапанов агрегатов ВРД. При получении сигнала об отказе датчиков (3) давления и/или датчиков (11) температуры выдается команда для выполнения резервного алгоритма управления ВРД, заключающегося в расчете давления и температуры воздуха на входе в ВРД по измеряемым с помощью аппаратуры (5) спутниковой навигации параметрам скорости и высоты летательного аппарата. Изобретение обеспечивает возможность корректировки работы ВРД в штатном режиме и формирования резервной системы для управления ВРД во внештатной ситуации. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и касается системы регулирования (CP) сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (СПВРД). На поверхности передней части центрального тела расположены от двух до четырех приемников воздушного давления и приемник полного давления невозмущенного потока, внутри центрального тела размещены датчики давления, с одной стороны связанные воздушной магистралью с приемником полного давления невозмущенного потока, приемниками воздушного давления на центральном теле и в передней части центрального тела, с другой стороны - с блоком управления, состоящим из процессорного модуля, модуля управления и модуля силовых ключей, для выдачи сигнала на агрегат управления соплом в зависимости от числа Маха, перепада давления, угла атаки, угла скольжения. Технический результат изобретения – увеличение точности поддержания противопомпажных запасов, коэффициента восстановления полного давления и как следствие увеличение дальности и создание возможности выбора различных траекторий полета. 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, созданию прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД) для крылатых ракет (КР) и управлению КР. В случаях неисправности датчиков командных давлений выдается команда для выполнения резервного алгоритма управления ПВРД. Достигается заранее заданная высота КР и поддерживается скорость КР, соответствующая высоте полета КР. При этом регулирование расхода топлива осуществляется по параметрам скорости и высоты КР, а высота и скорость движения КР измеряются с помощью аппаратуры спутниковой навигации. Техническим результатом решения является повышение надежности работы ПВРД и, как следствие, повышение живучести КР и безопасности полета КР. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано в конструкции высокоскоростных двухступенчатых ракет. Устройство установлено в корпусе летательного аппарата и содержит электрический узел. Электрический узел расположен перпендикулярно к внешнему обводу второй ступени и содержит жестко закрепленное в корпусе второй ступени основание, в котором расположено не менее двух втулок с отверстиями для размещения электрических связей и предохранительного каната. Верхняя часть каждой втулки выполнена в виде заостренной режущей кромки. Один конец предохранительного каната жестко закреплен в основании, а другой конец и электрические связи жестко соединены с зажимным приспособлением, закрепленным на корпусе первой ступени. Предохранительный канат имеет меньшую длину, чем электрические связи и установлен в передней части основания. Повышаются аэродинамические характеристики летательного аппарата, предотвращается разрушение ракеты. 2 ил.

Изобретение относится, главным образом, к конструкции высокоскоростных двухступенчатых ракет. Первой ступенью может служить носовой обтекатель, а второй – остальная часть ракеты. Предлагаемое устройство включает в себя устройство отделения и узел электрической стыковки. Данный узел установлен перпендикулярно внешней поверхности второй ступени и содержит закрепленную в корпусе втулку с электрическим разъемом. На верхней части втулки закреплена крышка с пазом для размещения жгута. Верхняя поверхность крышки повторяет внешний обвод ракеты. Устройство отделения выполнено из двух частей: одна представляет собой срезной механизм, а другая содержит жестко соединенную с корпусом первой ступени трубку с ограничителем, параллельную оси ракеты, и кассету для размещения сложенного жгута. Кассета шарнирно соединена с трубкой и закреплена на корпусе первой ступени. Тяга срезного механизма установлена с возможностью продольного перемещения в трубке до контакта с ограничителем. Техническим результатом изобретения является снижение динамических нагрузок, в частности, на обтекатель при его отделении, а также улучшение обтекаемости ракеты. 6 ил.

Изобретение относится к ракетно-авиационной технике и может быть использовано в конструкции негерметичных отсеков двигательных установок (ДУ) сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов (ЛА). В тепловой защите негерметичного отсека ДУ ЛА с внутренней теплоизоляцией корпуса отсека, теплоизоляцией элементов ДУ и теплозащитным экраном в виде пористой оболочки, теплоизоляция корпуса отсека и элементов ДУ, выполненная из волокнистого теплоизоляционного материала на основе минерального волокна, облицована газопроницаемой жаропрочной тканью. Теплозащитный экран выполнен эластичным из газопроницаемой жаропрочной ткани, установлен в хвостовой части отсека с закрытием зазора между соплом ДУ и корпусом отсека с обеспечением возможности перемещения сопла ДУ. Техническим результатом изобретения является упрощение конструкции теплозащиты, снижение массы конструкции теплозащиты с одновременным повышением надежности работы негерметичного отсека ДУ ЛА. 3 ил.

Изобретение относится к выработке топлива из бака летательного аппарата. Способ выработки топлива из бака летательного аппарата, оснащенного капиллярным заборным устройством, заключается в том, что выработку топлива из бака проводят через капиллярное заборное устройство до объема остатка топлива в баке. Объем остатка топлива определяется удерживающей способностью и гидравлическим сопротивлением капиллярного фазового разделителя. В процессе выработки топлива уменьшают объем КЗУ так, чтобы его высота над уровнем топлива в баке в направлении действия перегрузки () была меньше высоты гидростатического столба, удерживаемого силами поверхностного натяжения капиллярного фазового разделителя (). Изобретение позволяет обеспечить минимальный остаток при выработке топлива из бака в условиях эксплуатации летательного аппарата. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и описывает устройство регулируемого сопла с регулирующим приводом и механизмом синхронизации. Регулируемое сверхзвуковое сопло содержит корпус, шарнирно закрепленные на нем дозвуковые и сверхзвуковые створки, образующие канал для истечения продуктов сгорания, привод створок и механизм синхронизации. Корпус сопла выполнен из двух жестко соединенных цилиндрической и ожевальной оболочек с уплотнением, обеспечивающим герметичность по внешнему обводу корпуса. Площадь входного и выходного сечений сопла нерегулируема, а дозвуковые и сверхзвуковые створки шарнирно скреплены с корпусом сопла. Дозвуковые створки, кинематически связанные с приводом створок, и соответствующие им сверхзвуковые створки являются ведущими. Дозвуковые и сверхзвуковые ведущие створки свободными концами попарно скреплены между собой с помощью оси вращения, размещенной в выполненном в створке пазу, с возможностью продольного перемещения. Привод сопла выполнен в виде осей, вилок, гидроцилиндров с поршнями и силового кольца синхронизации с роликами, опирающегося на корпус сопла. Гидроцилиндры объединены коллекторами, соединяющими соответствующие полости гидроцилиндров в кольцо, и шарнирно скреплены с корпусом сопла посредством осей вращения. Силовое кольцо синхронизации шарнирно скреплено через оси вращения со всеми штоками поршней гидроцилиндров с возможностью продольного перемещения вдоль оси сопла. Шарниры крепления дозвуковых створок, закрепленные по многограннику на корпусе сопла, вилки, оси вращения и тяги, скрепленные с ведущими дозвуковыми створками с одной стороны и с силовым кольцом синхронизации с другой, являются частью механизма синхронизации. Изобретение позволяет упростить конструкцию, уменьшить массу и габариты регулируемого сопла, повысить надежность его работы, уменьшить отклонение вектора тяги от оси сопла, увеличить диапазон регулирования критического сечения сопла и обеспечить герметичность по его внешнему обводу. 2 ил.

Автоматизированная система боевого управления берегового артиллерийского и ракетного комплексов содержит ЭВМ, аппаратуру передачи данных со средствами связи, технические средства автоматизации для обслуживания огневых устройств, многоканальное коммутирующее устройство, две радиостанции дециметрового волнового диапазона, аппаратуру передачи данных реального времени, аппаратуру внутренней связи, три высокоскоростных проводных модема (ВПМ), комплекс управления средствами поражения. Комплекс управления средствами поражения содержит ЭВМ, аппаратуру передачи данных со средствами связи, технические средства автоматизации, ВПМ, радиостанцию спутниковой связи. Обеспечивается максимальная оперативность обмена информацией и взаимодействия внутри системы и с внешними комплексами целеуказания и разведки, расширение функциональных возможностей. 1 ил.

Изобретение относится к технике проведения климатических испытаний различных изделий, в частности радиотехнических изделий. Способ для проведения испытаний радиотехнических изделий, включающий размещение испытуемого изделия в климатическом отсеке герметичной камеры с воздействием на него низкой температуры. При выявлении неисправности изделия в камере его элементы в разобранном виде вне камеры подвергают дополнительному точечному низкотемпературному воздействию с последующим выявлением неисправного элемента изделия и его заменой. При этом устройство для проведения испытаний радиотехнических изделий, выполненное в виде герметичной камеры с технологическим отверстием, содержащей климатический отсек и систему охлаждения. Камера при помощи сетчатой перегородки разделена на верхнюю часть камеры, которая содержит технологическое отверстие, и нижнюю часть камеры. Верхняя часть камеры снабжена гофрированным шлангом с теплоизоляцией. Один конец шланга вставлен в технологическое отверстие и жестко закреплен в корпусе камеры, а другой конец снабжен вентилятором с конической насадкой, которая содержит выходное отверстие малого диаметра для формирования низкотемпературного точечного воздействия на элементы изделия. Через шланг проходит трубка, один конец которой жестко закреплен с внешней стороны центральной части шланга, а другой размещен внутри нижней части камеры. Техническим результатом является обеспечение возможности выявления с повышенной точностью неисправных элементов и дефектов в радиотехнических изделиях при воздействии на них температурных факторов. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Термоэмиссионный способ тепловой защиты частей летательных аппаратов (ЛА) включает отвод теплового потока от нагреваемой части ЛА к менее нагретой с помощью термоэмиссионного модуля посредством размещения на внутренней поверхности нагреваемых частей ЛА электропроводящего материала или покрытия, обладающего при нагреве высокой эмиссией электронов, - эмиттера, установку с зазором от эмиттера электропроводящего элемента - коллектора, на котором осаждают эмитируемые электроны и через бортовой автономный потребитель электроэнергии транспортируют к эмиттеру, с последующей герметизацией, вакуумированием образованной между эмиттером и коллектором полости и введением в нее химических элементов или соединений, уменьшающих работу выхода электронов. Изобретение направлено на снижение температурно-напряженного состояния частей двигательной установки ЛА. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к гиперзвуковым крылатым ракетам (ГПКР), оснащенным гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ГПВРД). ГПКР содержит маршевую ступень с конструкцией, построенной на основе двух модулей. Первый модуль является боевым и выполнен в виде планера маршевой ступени ГПКР. Второй - модуль маршевой силовой установки, объединяет в себе воздухозаборник, камеру сгорания, сопло, пневмогидравлическую систему и устройства, обеспечивающие работу ГПВРД. Второй модуль закреплен под фюзеляжем боевого модуля по пакетной (параллельной) схеме с возможностью его отделения в полете по команде БАСУ. После обнаружения и определения координат цели в точке траектории, вычисляемой бортовой аппаратурой системы управления (БАСУ), по команде БАСУ производится отделение силовой установки (СУ) ГПКР, а поражение цели осуществляется планирующим боевым модулем. Техническим результатом изобретения является расширение области применения ракет с ГПВРД. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Камера сгорания силовой установки крылатой ракеты выполнена в виде многослойного изделия и содержит обечайку, несущую механическую нагрузку внутреннего давления, и слой теплозащитного керамического композиционного материала, контактирующего с образующимися при сжигании топлива газами. Слой теплозащитного керамического композиционного материала имеет коэффициент линейного расширения и модуль упругости, обеспечивающие температурную и механическую совместимость с обечайкой, а также толщину, подобранную таким образом, что дополнительное наружное воздушное охлаждение обечайки не требуется. Обечайка выполнена из керамического композиционного высокотемпературного материала, армированного углеродными волокнами, с коэффициентом линейного расширения не более 5,2·10-6 1/°C, модулем упругости не менее 13·103 МПа, пределом прочности не менее 90 МПа. Слой теплозащитного коррозионно-стойкого керамического материала, контактирующего с газами рабочей температурой не более 2000°С, имеет коэффициент линейного расширения не более 5,5·10-6 1/°C. Изобретение позволяет снизить массу и габариты камеры сгорания силовой установки крылатой ракеты, а так же упростить ее конструкцию и повысить надежность. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к проектированию ракет, стартующих с подводных лодок, надводных кораблей и наземных носителей. На ракете, имеющей верхний пояс герметизации относительно пусковой установки, установлен нижний пояс герметизации. В кольцевой зазор между корпусами ракеты и пусковой установки в боковом направлении и между поясами герметизации производится предстартовый наддув до уровня гидростатического давления на глубине старта системой наддува, размещаемой в подракетном пространстве и соединенной с кольцевым зазором трубопроводами. Система наддува выполнена в виде баллонов высокого давления и оснащена клапаном отсечки после предстартового наддува и клапаном полного опорожнения после выхода ракеты из пускового устройства. Достигается возможность старта с подводной лодки не только из-под воды, но и с надводного положения, а также с надводного корабля. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и касается крылатой ракеты (КР) со стартово-разгонной ступенью (СРС) и маршевой силовой установкой (МСУ) со сверхзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (СПВРД). КР содержит маршевую ступень (МС) с лобовым воздухозаборником с центральным телом, СПВРД, СРС. СПВРД содержит конический диффузор, топливные коллекторы, стабилизаторы горения, КС, состыкованную с коническим диффузором, сверхзвуковое сопло, находящееся на выходе из КС, и систему регулирования. СРС с реактивным двигателем размещена в КС двигателя МС и воздушном канале с возможностью отстыковки и выброса. Топливные коллекторы и стабилизаторы горения МСУ выполнены складывающимися и закреплены на коническом диффузоре, расположенном на входе в КС. Корпус сопла выполнен из двух состыкованных цилиндрической и ожевальной оболочек. При этом площадь критического сечения сопла регулируется с помощью гидропривода сопла. Достигается уменьшение массы и габаритов КР, повышение тягово-экономических характеристик МС в полете. 5 ил.

Изобретение относится ракетной технике, а именно к устройствам стабилизации движения ракеты. Устройство стабилизации движения ракеты при подводном старте содержит шарнирно закрепленные с корпусом стартово-разгонной ступени решетчатые стабилизаторы, кронштейн, двухпозиционный привод раскрытия, складывания и фиксации (ДППРСФ), электрические разъемы для соединения с системой управления ракетой. ДППРСФ содержит в едином корпусе силовой и два демпфирующих цилиндра, силовые шток и поршень, два демпфирующих штока и поршня. В газовых полостях силового цилиндра встроены механизмы фиксации, расфиксации силового штока с шариками и механизмы выравнивания давления с канавками. Решетчатые стабилизаторы фиксируют в сложенном положении на корпусе стартово-разгонной ступени ракеты, после выхода из транспортно-пускового контейнера по сигналам системы управления стабилизаторы расфиксируют, раскрывают и фиксируют в раскрытом положении, после выхода из воды решетчатые стабилизаторы складывают и фиксируют в сложенном положении одновременно с раскрытием и фиксацией маршевых рулей конструктивными средствами, после достижения заданной скорости отделяют стартово-разгонную ступень со сложенными решетчатыми стабилизаторами от ракеты. Изобретение позволяет повысить устойчивость движения ракеты при старте с движущегося носителя. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к радиолокационным системам со сложными, в частности фазоманипулированными, зондирующими сигналами, используемым, преимущественно, на беспилотных летательных аппаратах (БПЛА) и предназначенным для обнаружения, сопровождения моноимпульсным способом сигналов от объектов назначения и приведения к ним БПЛА
Мы будем признательны, если вы окажете нашему проекту финансовую поддержку!

 


Наверх