Способ полета группы боевых самолетов (вариант русской логики)

Авторы патента:


Способ полета группы боевых самолетов (вариант русской логики)
Способ полета группы боевых самолетов (вариант русской логики)
Способ полета группы боевых самолетов (вариант русской логики)
Способ полета группы боевых самолетов (вариант русской логики)

 


Владельцы патента RU 2544451:

Петренко Лев Петрович (UA)

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.
Наверх