Способ полета группы боевых самолетов (вариант русской логики)

Изобретение относится к авиастроению. Способ полета группы самолетов включает взлет и полет основного боевого самолета и взлет самолета с компьютерным управлением со своим боевым комплектом. В хвостовой части основного боевого самолета закрепляют первый фиксатор с возможностью передачи по нему информационных сообщений и второй фиксатор с возможностью пополнения углеводородами самолета уменьшенных размеров с компьютерным управлением. После взлета основного боевого самолета разворачивают первый фиксатор и после подлета самолета уменьшенных размеров выполняют предварительную его фиксацию с основным боевым самолетом для формирования канала информационной связи. После разворачивают второй фиксатор на основном боевом самолете и функционально соединяют его со вторым приемным фиксатором самолета уменьшенных размеров. В зоне боевых действий по каналу информационной связи передают информацию в компьютерную систему самолета уменьшенных размеров и освобождают его от связей с основным боевым самолетом. Изобретение направлено на повышение маневренности боевого самолета. 4 ил.

 

Изобретение относится к авиастроению и может быть использовано при выполнении боевых различных задач.

Известен способ полета группы самолетов (см. Энциклопедия, Авиация, Научное издательство Большая Российская Энциклопедия, ЦАГИ, 1994, с. 326, 327), включающий взлет и полет основного самолета и взлет и полет самолетов уменьшенных размеров с компьютерным управлением со своим боевым комплектом, при этом после взлета и полета этой совокупности самолетов в зону возможных боевых действий самолеты уменьшенных размеров с компьютерным управлением со своим боевым комплектом позиционно располагают по окружности на определенном расстоянии от направления полета основного самолета с возможностью перемещения их по этой окружности и с возможностью увеличения диаметра полетной окружности. При этом во время подлета ракеты противника для уничтожения объекта радиолокационного контроля противника самолеты уменьшенных размеров с компьютерным управлением со своим боевым комплектом увеличивают диаметр движения по окружности, а боевой основной самолет из центра окружности смещают на уровень увеличенного диаметра окружности с последующим изменением направления смещения как основного боевого самолета, так и самолетов уменьшенных размеров с компьютерным управлением со своим боевым комплектом в радиальных направлениях перед подлетом ракеты противника (прототип).

Известный способ имеет технологические возможности, которые заключаются в том, что для решения боевых задач помимо основного боевого самолета используют дополнительный самолет уменьшенных размеров с компьютерным управлением и со своим боевым комплектом.

Недостатком известного способа является ограниченность функциональных возможностей дополнительного самолета уменьшенных размеров с компьютерным управлением, поскольку он должен вмещать достаточно большое количество углеводородов для того, чтобы долететь до места боевых действий и вернуться на аэродром.

Технологическим результатом предложенного изобретения является повышение маневренности боевых самолетов в зоне боевых действий за счет уменьшения веса дополнительного самолета уменьшенных размеров с компьютерным управлением, в котором минимизировано количество углеводородов, но его количества достаточно для маневра в зоне боевых действий.

Указанный технологический результат достигается следующим способом.

Способ полета группы самолетов, включающий взлет и полет основного боевого самолета и взлет самолета уменьшенных размеров с компьютерным управлением со своим боевым комплектом, при этом в хвостовой части основного боевого самолета под позиционным расположением его крыльев закрепляют два приемных фиксатора с возможностью разворота, в одном из них устанавливают канал в виде электрических проводов для возможности передачи по ним информационных сообщений и во втором фиксаторе устанавливают канал подачи углеводородов для возможного пополнения углеводородами самолета уменьшенных размеров с компьютерным управлением, в котором в верхней части располагают приемные фиксаторы с аналогичными функциями, при этом после взлета основного боевого самолета в нем разворачивают первый фиксатор и после подлета самолета уменьшенных размеров с компьютерным управлением выполняют предварительную его фиксацию с основным боевым самолетом для формирования канала информационной с ним связи, после чего разворачивают второй фиксатор на основном боевом самолете и функционально соединяют его со вторым приемным фиксатором самолета уменьшенных размеров с компьютерным управлением, после чего эта функциональная совокупность вылетает в зону боевых действий, где по каналу информационной связи передают необходимую информацию о конкретных действиях в компьютерную систему самолета уменьшенных размеров с компьютерным управлением и освобождают от функциональных связей с основным боевым самолетом, и он выполняет маневр в полете относительно основного боевого самолета, который в процедуре маневра смещают в любом направлении.

На фиг. 1 изображена схемная реализация и включает боевой основной самолет 1 с пилотом, в котором в хвостовой части под позиционным расположением его крыльев закрепляют два фиксатора 2 и 3 с возможностью разворота, в одном из них 2 устанавливают канал в виде электрических проводов для возможности передачи по ним информационных сообщений и во втором фиксаторе 3 устанавливают канал подачи углеводородов для возможного пополнения углеводородами самолета уменьшенных размеров с компьютерным управлением 4.

Реализуется способ повышения маневренности боевых самолетов следующим образом.

После подлета в зону боевых действий после приема необходимой информации освобождают самолет уменьшенных размеров с компьютерным управлением 4 от функциональной связи с боевым основным самолетом 1 для маневра и выполнения боевой задачи, а прием дополнительной информации и дополнительной заправки углеводородами реализуют после выполнения первого задания. При этом после взлета основного боевого самолета 1 в нем разворачивают первый фиксатор 2 и после взлета самолета уменьшенных размеров с компьютерным управлением 4 выполняют предварительную его фиксацию с основным боевым самолетом 1 для формирования канала информационной с ним связи. После чего разворачивают второй фиксатор 3 на основном боевом самолете 1 и функциональной связью соединяют его со вторым приемным фиксатором самолета уменьшенных размеров с компьютерным управлением 4, после чего эта функциональная совокупность вылетает в зону боевых действий, где по каналу информационной связи передают необходимую информацию о конкретных действиях в компьютерную систему самолета уменьшенных размеров с компьютерным управлением 4 и освобождают от функциональных связей с основным боевым самолетом 1, и он выполняет маневр в полете (фиг. 2-4) относительно боевого самолета 1, который в процедуре маневра смещают в любом направлении. При этом следует отметить, что поскольку на борту самолета уменьшенных размеров с компьютерным управлением 4 находится ограниченное количество углеводородов, то он имеет повышенную маневренность в связи с минимальными инерционными своими свойствами.

Использование изобретения позволяет повысить маневренность боевого самолета с пилотом и самолета уменьшенных размеров с компьютерным управлением с минимизированным весом и со своим боевым комплектом, который функционально связан на этапе подлета в зону боевых действий.

Способ полета группы самолетов, включающий взлет и полет боевого основного самолета и взлет самолета уменьшенных размеров с компьютерным управлением со своим боевым комплектом, отличающийся тем, что в хвостовой части основного боевого самолета под позиционным расположением его крыльев закрепляют два приемных фиксатора с возможностью разворота, в одном из них устанавливают канал в виде электрических проводов для возможности передачи по ним информационных сообщений и во втором фиксаторе устанавливают канал подачи углеводородов для возможного пополнения углеводородами самолета уменьшенных размеров с компьютерным управлением, в котором в верхней части располагают приемные фиксаторы с аналогичными функциями, при этом после взлета основного боевого самолета в нем разворачивают первый фиксатор и после подлета самолета уменьшенных размеров с компьютерным управлением выполняют предварительную его фиксацию с основным боевым самолетом для формирования канала информационной связи с ним, после чего разворачивают второй фиксатор на основном боевом самолете и функционально соединяют его со вторым приемным фиксатором самолета уменьшенных размеров с компьютерным управлением, после чего эта функциональная совокупность вылетает в зону боевых действий, где по каналу информационной связи передают необходимую информацию о конкретных действиях в компьютерную систему самолета уменьшенных размеров с компьютерным управлением и освобождают от функциональных связей с основным боевым самолетом, и он выполняет маневр в полете относительно основного боевого самолета, который в процедуре маневра смещают в любом направлении.



 

Похожие патенты:

Изобретения относятся к системам навигации в физической среде промышленных транспортных средств и, более конкретно, к улучшенным способам и системам для обработки информации карт для навигации промышленных транспортных средств.

Изобретение относится к бортовым цифроаналоговым устройствам для систем автоматического управления существенно нестационарными беспилотными летательными аппаратами.

Изобретение относится к области авиации, в частности к устройствам отображения информации. Командно-пилотажный индикатор вертолета содержит экран, на котором индицируются неподвижный относительно центра отсчетный индекс «Самолет», обозначающий текущее положение вертолета в пространстве, и подвижный индекс "Лидер", имеющий возможность поворота вокруг своего центра симметрии, а также перемещения по вертикали и горизонтали относительно индекса "Самолет" и обозначающий требуемое положение в пространстве, генератор символов, соединенный с экраном, средства управления подвижным индексом "Лидер", выполненные в виде блока вычисления характеристик "Лидера".

Изобретение относится к системам управления и может быть использовано при разработке систем управления подводными аппаратами, обеспечивающими их ориентацию и перемещение по заданной траектории с заданной траекторией скоростью, или в заданную точку по требуемой траектории без предъявления требований к траекторией скорости, или в заданную точку с нулевой конечной скоростью.

Изобретение относится к системам управления и может быть использовано при разработке систем управления подвижными объектами, обеспечивающих их перемещение по заданной траектории с заданной скоростью в неопределенных средах.

Изобретение относится к электронному оборудованию автотранспортных средств и может быть использовано в бортовой локальной информационно-вычислительной сети. Технический результат заключается в повышении безопасности движения транспортного средства.

Изобретение относится к системам управления движением подводных аппаратов. Устройство содержит установленные на подводном аппарате (1) движители вертикального (2) и горизонтального (3) перемещений, телекамеру (4), выполненную с возможностью поворота, датчик (5) положения угла поворота телекамеры, первый (6), второй (7) и третий (8) нелинейные функциональные преобразователи, блок (9) управления движителями, датчик (10) расстояния, вручную коммутируемый ключ (11), пороговый элемент (12), электронно-управляемый переключатель (13).

Группа изобретений относится к космическим системам (КС) обслуживания спутниковых систем (СС) различного назначения (мониторинга, навигации, связи и др.). Предлагаемая КС содержит средства обслуживания на орбитах базирования, каждой из которых поставлена в соответствие своя область обслуживания.

Группа изобретений относится к информационным спутниковым системам (ИСС) различного назначения, задачи которых в общем аспекте сводятся к обеспечению обзора (непрерывного или периодического) планеты, в частности Земли.

Настоящее изобретение относится в целом к погрузочно-разгрузочным устройствам и в частности к системам и способам, объединяющим данные по зонам обнаружения в дополнительные беспроводные средства дистанционного управления погрузочно-разгрузочными устройствами.

Многоцелевая аэростатная система ускоренного вывода на заданную высоту состоит из оболочки аэростатной части с полезной нагрузкой, двухкаскадной парашютной системы торможения и стабилизации, комплекта пиропатронов и механических датчиков, устройства доставки аэростатной части в виде ракеты и системы отделения аэростатной части с полезной нагрузкой от ракеты.

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА) и может быть использовано для отделения отсека. Система отделения ЛА содержит устройство крепления с возможностью расфиксации, устройство отделения с толкателем (парой параллельных толкателей) с упорным элементом (УЭ) в виде участка сферы.

Изобретение относится к системам стыковки летательных аппаратов. Способ отделения отсека летательного аппарата заключается в расфиксации устройства крепления отсека и воздействии усилием толкателя устройства отталкивания на контактную поверхность упорного элемента отделяемого отсека по направлению к положению его центра тяжести до отделения.

Группа изобретений относится к области авиации. Высотная платформа включает связку из летательных аппаратов, которые соединены между собой посредством гибкого кабель-троса, обеспечивающего передачу усилий и содержащего каналы передачи электроэнергии и информационного управляющего сигнала от одного аппарата к другому.

Изобретение относится к способам управления самолетами при выполнении боевых задач. Способ сопровождения боевых самолетов включает взлет и полет основного боевого самолета, а также боевых самолетов уменьшенных размеров с компьютерным управлением и со своим боевым комплектом.

Изобретение относится к авиационным ракетным системам и предназначено для осуществления полетов в атмосфере. .

Изобретение относится к области авиации и может быть использовано для осуществления безаэродромных посадок и взлетов летательных аппаратов (ЛА). .

Изобретение относится к авиации, а именно к установке для запуска летательного объекта, к системе для запуска летательного объекта и к способам запуска летательного объекта.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и, в частности, к устройствам для запуска в космос космических объектов. .

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам дозаправки летательных аппаратов топливом в полете. Конус-датчик агрегата заправки топливом в полете содержит шаровой шарнир, корпус, аэродинамический конус и тензорезисторы.

Изобретение относится к авиастроению. Способ полета группы самолетов включает взлет и полет основного боевого самолета и взлет самолета с компьютерным управлением со своим боевым комплектом. В хвостовой части основного боевого самолета закрепляют первый фиксатор с возможностью передачи по нему информационных сообщений и второй фиксатор с возможностью пополнения углеводородами самолета уменьшенных размеров с компьютерным управлением. После взлета основного боевого самолета разворачивают первый фиксатор и после подлета самолета уменьшенных размеров выполняют предварительную его фиксацию с основным боевым самолетом для формирования канала информационной связи. После разворачивают второй фиксатор на основном боевом самолете и функционально соединяют его со вторым приемным фиксатором самолета уменьшенных размеров. В зоне боевых действий по каналу информационной связи передают информацию в компьютерную систему самолета уменьшенных размеров и освобождают его от связей с основным боевым самолетом. Изобретение направлено на повышение маневренности боевого самолета. 4 ил.

Наверх