Патенты принадлежащие Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (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.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается устройств сборки летательных аппаратов (ЛА) различного назначения и формы. Устройство сборки ЛА состоит из кантователя, оснащенного планшайбой, рельсов, тележки, набора опор и сборочных приспособлений.

Пусковое устройство на 4 ракеты состоит из направляющей стрелы, состоящей из верхней и нижней частей, механизма подъема стрелы, восьми гидроцилиндров опускания ракет, восьми ложементов, установленных на стреле, и восьми крышек ложементов.

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при разработке режима восстановления орбитальной ориентации космического аппарата (КА) из произвольного неориентированного положения с использованием датчика звезд (ДЗ).

Изобретение относится к топливным системам летательного аппарата. Устройство забора топлива из бака ЛА представляет собой размещенную в топливном баке (1) тонкостенную оболочку (2) с проницаемой боковой поверхностью.

Изобретение относится к области электротехники и предназначено для коммутации электрических цепей сигнализации, питания и управления при изменении положения приводного элемента микропереключателя. Технический результат заключается в упрощении конструкции и повышении ее надежности коммутационного устройства.

Группа изобретений относится к послеуборочной обработке зерна, а именно к технологиям сушки и хранения. Силос для хранения и сушки зерновой массы содержит цилиндрический корпус, загрузочное и разгрузочное устройства, средства вентиляции, блок управления.

Изобретение относится к способу полунатурного моделирования движения инерциальной навигационной системы летательного аппарата. Для полунатурного моделирования движения инерциальной навигационной системы летательного аппарата используют бортовую вычислительную машину объекта испытаний, имитатор линейных перемещений и вычислительное устройство.

Изобретение относится к авиации и касается конструкций составных частей корпусов высокоскоростных ЛА (наружных оболочек или панелей аэродинамических поверхностей) из композиционного материала на основе углеродной ткани и карбида кремния.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к устройствам управления рулями (стабилизаторами) летательного аппарата (ЛА), и может быть использовано в конструкциях управления аэродинамических поверхностей ЛА.

Изобретение относится к испытательной технике и может быть использовано для испытаний шарнирных подшипников с имитацией эксплуатационных нагрузок и температур. Стенд для испытаний шарнирных подшипников состоит из основания, на котором размещены и соединены при помощи кинематической цепи привод и нагрузочное устройство, при этом ось шарнирно установлена в основании.

Изобретение относится к области электроакустики, а именно к конструкциям электростатических громкоговорителей для высококачественного воспроизведения музыки и речи. Электростатический громкоговоритель для воспроизведения высоких частот звукового диапазона с круговой диаграммой направленности содержит корпус в виде верхней части и нижнего основания и цилиндрический электростатический излучатель.

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.

Изобретение относится к способу ориентирования летательного аппарата (ЛА) с оптической головкой самонаведения (ГСН) при движении по баллистической траектории. Для ориентирования ЛА до его старта рассчитывают время попадания в поле зрения ГСН области Земли, после старта ЛА включают ГСН, осуществляют визирование широкоугольным матричным приемником ГСН неба и Земли, на восходящем участке баллистической траектории определяют яркость или цвет неба и Земли, определяют крен ЛА по разнице яркости или цвета неба и Земли, используя матричный приемник определенным образом, осуществляют поворот ЛА по крену до расположения области неба на строках матричного приемника выше области Земли.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ контроля и корректировки параметров компонентов РКТ в заправочной автоцистерне заключается в сборе и обработке показаний с датчиков температуры и давления.

Изобретение относится к области ракетно-космической технике, а более конкретно к охлаждению. Устройство тепловой защиты летательного аппарата выполнено в виде внешней и внутренней оболочек.

Изобретение относится к устройствам контроля состояния параметров в шахтных пусковых установках (ПУ) и может быть использовано в ракетной и ракетно-космической технике. Предложена система контроля состояния параметров в шахтных ПУ, включающая блок сбора и обработки информации (БСИ), в отсеке которого размещена аккумуляторная батарея для обеспечения бесперебойной работы системы, датчики температуры и влажности, кабельную сеть для связи с датчиками и переносным персональным компьютером (ПК), получающим информацию от датчиков, синхронизируя ее с часами реального времени.

Данное изобретение относится к электротехнике, в частности к узлам стыковки электрических цепей отсеков ракеты. Техническим результатом является надежная стыковка плат с электросоединителями, обеспечение их защиты от внешних воздействующих факторов в полете и при наземной отработке ракеты.

Изобретение относится к испытательной технике и может быть использовано для испытаний рулевых машинок с имитацией эксплуатационных нагрузок. Стенд содержит стол, систему нагружения, жестко установленную на столе, узлы крепления рулевой машины.

Изобретение относится к теплотехнике и может быть использовано преимущественно в системах охлаждения тепловыделяющих приборов ракетно-космического применения. Корпус испарителя выполнен в виде плоского основания и кожуха с расположенными на противоположных боковых стенках заправочным и пароотводящим штуцерами.

Изобретение относится к очистке орбит, в т. ч.

Изобретение относится к способам запуска полезных нагрузок (ПН) на околоземные орбиты с помощью ракет-носителей, в т.ч. переоборудованных из многоступенчатых баллистических ракет (БР).

Изобретение относится к области машиностроения. Амортизатор электронного прибора содержит эластомерные упругие элементы.

Изобретение относится к способам запуска полезных нагрузок на околоземные орбиты с помощью многоступенчатых ракет с разгонными блоками. Согласно способу, на отделяемые элементы ракеты (в т.ч.

Изобретение относится к устройствам для подачи топлива из топливного бака летательного аппарата. Пусковой топливный клапан летательного аппарата состоит из корпуса (1) и расположенного в нем поршня (2) с уплотнительным кольцом (3).

Изобретение относится к ракетной технике и касается крупногабаритных складывающихся аэродинамических поверхностей летательного аппарата. Технический результат - упрощение устройства, обеспечение стыковки подвижной и неподвижной частей аэродинамической поверхности без перекоса, люфта и заклинивания, повышение надежности соединения.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для разделения и сброса головного обтекателя (ГО) ракеты-носителя (РН). Устройство разделения и сброса ГО РН состоит из створок, соединенных между собой замками продольного стыка и соединенных с РН замками поперечного стыка, приводов сброса.

Изобретение относится к аэродинамическим органам стабилизации летательных аппаратов (ЛА), а более конкретно к цельноповоротным рулям. Разделяемый аэродинамический руль (АР) высокоскоростного летательного аппарата (ВЛА) содержит бортовую панель, закрепленную на оси вращения с возможностью отделения при достижении больших скоростных напоров.

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).

Заявленное устройство относится к области электротехники, а именно к технологическому инструменту для подготовки проводов или кабелей к монтажу, и может быть использовано в электрическом, радиотехническом и приборостроительном производствах.

Транспортно-пусковой контейнер для хранения, транспортировки и запуска ракет содержит корпус цилиндрической формы с кольцевыми опорами, которые выступают за его наружный диаметр, и элементы конструкции, материализующие базовые плоскости транспортно-пускового контейнера.

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.

Изобретение относится к системам подачи топлива в летательных аппаратах. Топливная система летательного аппарата содержит бак, клапан переключения забора топлива из бака в двигатель, расходный отсек с сетчатым воздухоотделителем, трубопроводы (5) забора топлива из бака и систему слива рабочей жидкости из гидросистемы в расходный отсек с редукционным клапаном постоянного перепада давления.

Устройство относится к области технологического контроля кабельно-жгутовой продукции (КЖП) в бортовой кабельной сети (БКС) ракетно-космической техники (РКТ) и может быть использовано для контроля целостности жил КЖП в кабельных сетях линейной топологии и произвольной длины.

Изобретение относится к испытательной технике, в частности, для испытаний летательных аппаратов в ракетно-космической отрасли. Нагреватель для тепловых испытаний содержит инфракрасные лампы и кварцевый экран, закрепленный в пазах водооохлаждаемых обойм.

Автоматизированная система загрузки ракет в самоходную пусковую установку подвижного берегового ракетного комплекса содержит самоходную пусковую установку (СПУ) с транспортным модулем, закрепленным на силовой раме шасси, с открывающимися задними створками, ложементами для размещения транспортно-пусковых стаканов (ТПС) с ракетами и транспортно-заряжающую машину (ТЗМ), включающую транспортный модуль, закрепленный на силовой раме шасси, с открывающимися задними створками, мотор-редуктор и цепной привод.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) необитаемых отсеков, в частности объектов космической техники. До сборки в герметичном отсеке (1) на штуцере газовой полости компенсатора объема (6) жидкостного контура (7) устанавливают негерметичную заглушку (8).

Изобретение относится к военной технике. Пусковое устройство с автоматической системой стыковки содержит направляющую стрелу с гидроприводом вертикализации, две подвижные каретки, каждая из которых содержит гидропривод опускания на грунт и два ложемента для размещения транспортно-пускового стакана (ТПС) с ракетами.

Изобретение относится к области ракетной и космической техники. Объектом изобретения является теплозащитное покрытие корпуса высокоскоростного летательного аппарата, выполненное из многослойного каркаса, причем каркас выполнен в виде внутреннего слоя, представляющего собой цельнотканую объемноармированную преформу заданной толщины из углеродных, или кремнеземных, или кварцевых нитей и двух и более внешних слоев заданной толщины, выполненных из теплостойкой ткани из углеродных или кремнеземных или кварцевых нитей, при этом внутренний и внешний слои каркаса соединены прошивкой углеродными, или кремнеземными, или кварцевыми нитями.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано для исследования аэродинамических характеристик сверхзвуковых летательных аппаратов в аэродинамических трубах. Аэродинамическая модель летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем содержит корпус модели, державку и аэродинамические тензовесы.

Изобретение относится к топливным бакам летательных аппаратов. Корпус несущего топливного бака ЛА состоит из трех основных частей: передней части, средней герметичной, состоящей из корпуса переднего (10) и корпуса заднего (11), задней части, представляющей собой агрегатный отсек (12).
Изобретение относится к ракетной технике. Высокоскоростной летательный аппарат содержит корпус, выполненный в виде силовой оболочки и теплозащитного покрытия, бортовые системы и полезную нагрузку.

Изобретение относится к авиационной, ракетной и космической технике. Теплозащитное покрытие корпуса высокоскоростного летательного аппарата выполнено в виде слоя теплозащитного композиционного материала, одного и более слоев теплоизоляционного материала, причем теплозащитный и теплоизоляционный слои, и/или теплоизоляционный слой с оболочкой силового корпуса, и/или слои теплоизоляционного материала размещены с зазором, в котором одна и более поверхностей слоев облицованы материалом с высокой отражательной и низкой излучательной способностями.

Изобретение относится к цельноповоротным рулям летательных аппаратов (ЛА). Аэродинамический руль высокоскоростного летательного аппарата (ВЛА) состоит из консоли, закрепленной на оси вращения, и снабжен двумя створками, расположенными справа и слева относительно консоли.

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.

Изобретение относится к устройствам подачи сигнала на отделение стартовой ступени вертикально стартующего летательного аппарата с жидкостным ракетным двигателем и может быть использовано при проектировании и производстве новых образцов ракетной техники.

Изобретение относится к области ракетной и космической техники, а более конкретно к теплозащитным покрытиям. Теплозащитное покрытие (ТЗП) корпуса высокоскоростного летательного аппарата выполнено из теплоизоляционных и теплозащитного материалов с устройством обеспечения прочностных характеристик корпуса в виде дренажных отверстий.

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.

Группа изобретений относится к области машиностроения, а именно к машинам с вращающимся ротором, и может быть использована при создании турбонасосных агрегатов (ТНА) летательных аппаратов. В способе контроля осевых зазоров между центробежным колесом и корпусом ТНА осуществляется приложение к ротору собранного ТНА крутящего момента, под действием которого обеспечивается вращение ротора.

Изобретение относится к комплексам противовоздушной обороны мобильных и стационарных объектов. Технический результат – повышение эффективности обнаружения и поражения воздушной цели.
Наверх