Средство снижения радиолокационной видимости самолета



Средство снижения радиолокационной видимости самолета
Средство снижения радиолокационной видимости самолета
Средство снижения радиолокационной видимости самолета
Средство снижения радиолокационной видимости самолета

 


Владельцы патента RU 2596859:

Алениа Аэрмакки С.п.А. (IT)

Средство снижения радиолокационной видимости самолета (V) выполнено с возможностью размещения на горячей части (Н) самолета, которая представляет часть, которая обнаруживается радиолокационными системами. Средство содержит устройство для рассеивания излучаемых радиолокатором падающих волн, которое может быть с возможностью удаления установлено на одной горячей части (Н) самолета без влияния на аэродинамические характеристики самолета (V). Средство содержит решетку (4), включающую внутреннюю конструкцию с отверстиями (41), размеры которых предотвращают образование дифрагированных волн для низких частот частотного спектра, и опорную конструкцию (42) для прикрепления решетки (4) к самолету (V). Внутренняя поверхность каждого отверстия (41) покрыта тонким поглощающим радиолокационное излучение материалом, обеспечивающим поглощение электромагнитных волн для высоких частот частотного спектра. Решетка (4) выполнена с обеспечением прохождения воздушного потока к двигателю. Изобретение направлено на сокращение времени технического обслуживания. 9 з.п. ф-лы, 11 ил.

 

Настоящее изобретение относится к средству снижения радиолокационной видимости частей самолета, которые лучше всего обнаруживаются радиолокационными системами. Указанные части обычно называют «горячими точками» или «горячими» частями.

Указанное средство устанавливают только при необходимости на указанные горячие части и удаляют сразу после отсутствия необходимости в его использовании.

Известны системы, предназначенные для снижения радиолокационной видимости, которые обычно применяют на военных самолетах и создание которых основано на двух технологиях:

- конструирование самолета с геометрическими формами, специально предназначенными для того, чтобы сделать самолет менее видимым для радиолокационных систем, наряду с определенным комбинированием с материалами или красочными покрытиями, способными поглощать падающее радиолокационное излучение,

- преобразование существующего самолета путем снабжения его противообнаруживающими конструкциями, которые, в типичном случае, неразъемным способом прикрепляют к конструкции самолета.

Первое решение относится к таким самолетам, как, например, «стелс», которые выполнены с очень сложной, разработанной специально для этой цели конструкцией, которая является невидимой для радиолокационных систем.

Форма и конструкция самолета «стелс» значительно снижает отражение излучаемых электромагнитных волн в направлении пункта наблюдения, что делает самолет по существу невидимым для радиолокационных систем.

Кроме того, такой самолет полностью покрыт обеспечивающими поглощение красочными покрытиями, которые поглощают попадающие на него электромагнитные волны, что делает самолет практически невидимым для радиолокационных систем.

Реализация такого технического решения является дорогостоящей, так как для этого самолета требуется весьма сложная конструкция. Кроме того, это решение требует весьма дорогостоящего технического обслуживания, так как поглощающее красочное покрытие подвергается воздействию атмосферных реагентов и быстро выходит из строя.

Помимо этого, указанные типы красочных покрытий являются очень дорогими, что приводит к значительным расходам.

Второе решение применяют на самолетах-истребителях, конструкция которых разрабатывается специально для обеспечения лучших аэродинамических характеристик и управляемости, однако они могут быть легко обнаружены радиолокационными системами.

Конструкция такого самолета является менее сложной и менее дорогостоящей для изготовления, чем конструкция самолета типа «стелс».

При вышеупомянутом втором решении такой самолет снабжают постоянными средствами, которые обеспечивают затруднение в его обнаружении радиолокационными системами, даже если эти средства не всегда обеспечивают оптимальные результаты.

Например, на самолет-истребитель наносят покрытие с поглощающим красочным составом или прикрепляют покрытия, которые становятся постоянной частью самого самолета.

Недостаток этого решения заключается в том, что самолет подвергается определенным преобразованиям, которые являются дорогостоящими как с точки зрения начальных капиталовложений, поскольку для этого часто требуется тщательная переработка конструкции и работы по интеграции, так и с точки зрения технического обслуживания, поскольку такие средства всегда подвергаются воздействию погодных условий и внешних реагентов, что обусловливает возникновение вышеуказанных проблем.

Реализация второго решения также поднимает проблемы, обусловленные конструктивной сложностью указанных средств, которые предназначены для уменьшения видимости для радиолокационных систем, и использованием постоянных средств, которые видоизменяют первоначальную компоновку самолета.

Установка указанных средств на самолет обычно требует длительного времени простоя машины.

Настоящее изобретение относится к съемному средству снижения радиолокационной видимости, которое устанавливается на горячие части самолета.

Указанное средство может быть применено для любого существующего типа самолета путем установки на горячие части самолета устройств, которые уменьшают видимость для радиолокационных систем.

Указанное средство может быть удалено с самолета, когда больше не требуется обеспечивать невидимость для радиолокационных систем, что уменьшает расходы на установку и техническое обслуживание, и, кроме того, позволяет сократить время простоя самолета, необходимое для установки или удаления указанного средства, и быстро вернуть самолет в военно-воздушный флот.

Один аспект настоящего изобретения относится к средству снижения радиолокационной видимости самолета, имеющему свойства, изложенные в п.1 прилагаемой формулы изобретения.

Дополнительные свойства изложены в зависимых пунктах прилагаемой формулы изобретения.

Свойства и преимущества указанного средства будут более очевидны из нижеследующего описания варианта его выполнения, приведенного со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

на фиг.1A, 1B и 1C показаны различные виды проекций самолета, на которых выделены те горячие части, которые, в типичном случае, являются наиболее важными и которые могут быть выполнены невидимыми для радиолокационных систем с помощью предложенных средств;

на фиг.2 показан поперечный разрез металлизированного покрытия, нанесенного на прозрачные поверхности самолета в соответствии с настоящим изобретением;

на фиг.3A и 3B показана покрывающая часть, обеспечивающая невидимость для радиолокационных систем соединительных кромок самолета в соответствии с настоящим изобретением, причем на фиг.3A, соответственно, показан вид в разрезе в аксонометрии, а на фиг.3B показан боковой поперечный разрез покрывающей части;

на фиг.4A и 4B показано средство для первого шпангоута фюзеляжа, причем на фиг.4A, соответственно, показано положение указанного средства, а на фиг.4B показан вид спереди в разрезе покрывающей части, используемой для обеспечения невидимости для радиолокационных систем первого шпангоута фюзеляжа самолета, в соответствии с настоящим изобретением;

на фиг.5A, 5B и 5C показана решетка, обеспечивающая невидимость передней поверхности двигателя для радиолокационных систем в соответствии с настоящим изобретением, в частности, на фиг.5A показан вид в аксонометрии решетки, на фиг.5B показана часть поперечного разреза решетки в соответствии с настоящим изобретением и на фиг.5C показана замещающая конструкция, устанавливаемая для замены указанной решетки после ее удаления.

В соответствии с вышеперечисленными чертежами средство снижения радиолокационной видимости может быть размещено на самолете V путем его установки по меньшей мере на одной горячей части H самолета, которая может быть легко обнаружена радиолокационными системами.

Указанное средство содержит по меньшей мере одно устройство для рассеивания излучаемых радиолокатором падающих волн, которое может быть установлено, а затем, при необходимости, удалено без влияния на аэродинамические характеристики самолета V.

Применительно к настоящему описанию под горячей частью H самолета понимается любая часть, которая обычно может быть обнаружена радиолокационной системой, например отсек для экипажа или кабина, содержащая по меньшей мере одну прозрачную часть, такую как крыша кабины, первый шпангоут фюзеляжа, к которому прикреплена радиолокационная антенна самолета, видимая для радиолокатора через обтекатель, прозрачный для излучения, множество соединительных кромок компонентов, таких как крылья, воздухозаборники двигателей, покровы хвостового оперения и по меньшей мере одна передняя поверхность двигателя.

Указанное средство содержит по меньшей мере одно устройство, реализующее специфическое или соответствующее техническое решение для каждой горячей части самолета V для уменьшения радиолокационной видимости.

В соответствии с настоящим изобретением для снижения радиолокационной видимости горячих частей «H» самолета, таких как отсек для экипажа или кабина, содержащая по меньшей мере одну прозрачную часть, указанное средство содержит по меньшей мере одно металлизированное покрытие 1, нанесенное на указанные прозрачные части.

Покрытие 1 предназначено для восстановления электрической неразрывности самолета V для снижения образования дифрагированной падающей волны внутри кабины, покрытой указанным металлизированным покрытием, причем указанные дифрагированные волны могут потенциально приниматься радиолокационной системой, кроме того, указанное покрытие обеспечивает отражение в направлениях за пределами сектора обзора радиолокационной системы.

Металлизированное покрытие 1 получают нанесением нескольких покрывающих слоев, предпочтительно трех слоев.

В варианте выполнения изобретения, показанном на фиг.2, указанное металлизированное покрытие 1 содержит по меньшей мере один первый слой или подложку 11, подготавливающую указанную прозрачную часть для нанесения металлизированного покрытия 1.

После нанесения первого слоя 11 выполняют нанесение по меньшей мере одного второго слоя 12, предпочтительно осаждением материала, имеющего высокую степень электропроводности, например золота или аналогичных материалов, которые могут быть легко обработаны на указанной поверхности. Второй слой 12, который по существу является электропроводным металлизированным слоем, наносят поверх первого слоя 11, используя способы распыления материала.

Для защиты металлизированного покрытия 1 наносят также по меньшей мере одно защитное покрытие 13, сводящее к минимуму опасность повреждения указанного покрытия 1, обусловленную случайными ударами или атмосферными реагентами.

В дополнение к нескольким упомянутым выше слоям металлизированное покрытие 1 также содержит электрические устройства, обеспечивающие электрическое соединение между покрытием 1 и конструкцией самолета V.

В варианте выполнения изобретения, показанном на фиг.2, указанные электрические устройства содержат по меньшей мере одно соединительное устройство 15, предпочтительно выполненное из электропроводящей фольги, например выполненной из серебра, входящей в электрический контакт со вторым слоем 12.

Устройство 15 приспособлено для соединения слоев, содержащихся в покрытии 1, с конструкцией самолета V.

Металлизированное покрытие 1 может быть нанесено во время изготовления прозрачных частей кабины, которые могут заменяться в виде единого целого.

При отсутствии необходимости в использовании указанного средства на самолете достаточно заменить указанные прозрачные части кабины прозрачными частями, на которых отсутствует покрытие 1.

В соответствии с настоящим изобретением для снижения радиолокационной видимости горячих частей «H» самолета, например по меньшей мере от одной соединительной кромки компонентов, таких как крылья, покровы хвостового оперения и воздухозаборники двигателей, указанное средство содержит по меньшей мере один покрывающий элемент 2, расположенный на передней кромке указанных компонентов самолета V, без влияния на аэродинамический профиль самого компонента.

В варианте выполнения, показанном на фиг.3A и 3B, покрывающий элемент 2 содержит первую опорную конструкцию 22, выполненную предпочтительно из металла и прикрепленную к конструкции указанного компонента крепежными средствами, такими как винты или болты.

Затем поверх первой конструкции 22 прикрепляют второе поглощающее покрытие 23, обеспечивающее поглощение падающих на нее электромагнитных волн и тем самым значительно ослабляющее любые отраженные и/или дифрагированные волны.

При отсутствии необходимости в использовании покрывающей части 2 она может быть удалена с конструкции самолета V и возможно заменена покрывающей частью, которая обеспечивает требуемый аэродинамический профиль посредством соответствующей формы конструкции 22, на которой теперь отсутствует второе покрытие 23, поглощающее излучение радиолокатора.

Такое решение допускает сохранение прежнего требуемого аэродинамического профиля указанных соединительных кромок с уменьшением тем самым затрат на монтаж и снижением сложности монтажа.

В соответствии с настоящим изобретением для снижения радиолокационной видимости горячей части «H» самолета, такой как первый шпангоут фюзеляжа, указанное средство содержит по меньшей мере один лист адгезивного металлического материала 31, например из алюминия, который покрывает первый шпангоут фюзеляжа самолета V, и по меньшей мере один слой поглощающего материала 32, прикрепляемый к указанным листам из металлического материала 31.

Как показано на фиг.4A, указанное средство расположено между первым шпангоутом фюзеляжа и радиолокационной антенной «A», которая в свою очередь закрыта обтекателем R.

На виде спереди форма листов из металлического материала 31 и поглощающего материала 32 соответствует форме первого шпангоута фюзеляжа самолета V.

Как показано на фиг.4B, поглощающий материал 32 прикреплен, например, приклеиванием к листам металлического материала 31.

Используемый поглощающий материал 32 является, например, губчатым слоем, насыщенным ферритовым или графитовым порошком или подобным им, который может поглощать падающие электромагнитные волны со значительным ослаблением тем самым отраженной волны.

При отсутствии необходимости в использовании средства, снижающего видимость первого шпангоута фюзеляжа самолета V, для восстановления первоначального состояния первого шпангоута фюзеляжа листы металлического материала 31, к которым прикреплены слои 32, могут быть просто удалены.

Такое решение обеспечивает уменьшение расходов и снижение веса прикрепляемого к самолету V средства, а также сложность монтажа.

В соответствии с настоящим изобретением для снижения радиолокационной видимости горячих частей самолета, таких как по меньшей мере одна передняя поверхность двигателя, указанное средство содержит по меньшей мере одну решетку 4, обеспечивающую возможность поступления воздушного потока к двигателю и снижающую видимость передней поверхности двигателя самолета V для радиолокационной системы.

В варианте выполнения, показанном на фиг.5A и 5B, решетка 4 имеет внутреннюю конструкцию с множеством отверстий 41, размеры которых выполнены так, что решетка работает подобно плоской поверхности для низких частот частотного спектра, обычно используемого в низкочастотных системах радиолокационного обнаружения, таких как, например, система обнаружения по модуляции реактивным двигателем (Jet Engine Modulation), предотвращая, тем самым, образование дифрагированных волн, которые потенциально могут быть распознаны радиолокационной системой.

Внутренняя поверхность отверстий 41 покрыта тонким поглощающим радиолокационное излучение материалом, обеспечивающим поглощение электромагнитных волн более высокой частоты, например в частотном диапазоне X в пределах 10 ГГц.

Совместное использование отверстий 41 с соответствующими размерами и поглощающего материала делает маловероятным обнаружение этого компонента самолета радиолокационными системами.

Предпочтительно решетка 4 имеет круговую форму, аналогичную форме поперечного сечения конструкции отсека двигателя или гондолы.

В варианте выполнения, показанном на фиг.5A и 5B, решетка 4 содержит опорную конструкцию 42 с кольцами, прикрепляющими решетку 4 к самолету V крепежными средствами, такими как винты или болты.

В варианте изобретения, показанном на фиг.5B, опорная конструкция 42 содержит первое кольцо 43, которое конструктивно может быть прикреплено к воздуховоду воздухозаборника двигателя или гондолы, второе кольцо 44, которое может быть прикреплено к противопожарной перегородке, расположенной в отсеке двигателя, и третье кольцо 45, выполненное для закрепления уплотнительной прокладки, сопряженной с двигателем.

При отсутствии необходимости в решетке 4 она может быть извлечена из отсека двигателя или гондолы и может быть заменена для сохранения целостности воздуховода замещающей конструкцией 46, которая по существу имеет наружную форму опорной конструкции решетки 4 и в которой отсутствует указанная внутренняя конструкция решетки.

Это решение обеспечивает снижение расходов и уменьшение времени, необходимого для установки указанного средства на самолет V.

В дополнение к рассмотренным преимуществам на этапе изготовления указанное предложенное средство также является экономически преимущественным на этапе технического обслуживания, так как оно используется лишь при фактической необходимости, и поэтому меньше подвергается износу.

Поскольку указанное средство работает только на наиболее важных горячих частях, то исключается трата ресурсов, затрачиваемых для снижения возможности обнаружения радиолокационными системами частей самолета V, распознавание которых само по себе является маловероятным, что значительно снижает стоимость средства.

Выбор воздействия только на части, которые могут быть обнаружены в большинстве случаев определяется оптимальным соотношением между стоимостью воздействия и эффективностью, которая может быть достигнута.

Предлагаемое средство может быть легко установлено на уже эксплуатируемом в настоящее время самолете V, соответственно, указанное средство может быть легко установлено и затем удалено для восстановления первоначального состояния самолета.

Указанное средство предпочтительно применяется на всех вышеуказанных горячих частях H самолета, однако оно может использоваться только на некоторых из указанных частей «H» с одновременным сохранением других частей в их первоначальном состоянии.

Выбор горячих частей H, к которым может быть применено предложенное средство, зависит от характеристик самолета V и от конкретных требований к эксплуатации.

1. Выполненное с возможностью удаления средство снижения радиолокационной видимости самолета (V), выполненное с возможностью размещения по меньшей мере на одной горячей части (Н) самолета, которая представляет собой любую часть, которая лучше всего обнаруживается радиолокационными системами,
причем указанное средство содержит по меньшей мере одно устройство для рассеивания излучаемых радиолокатором падающих волн, которое может быть с возможностью удаления установлено по меньшей мере на одной горячей части (Н) самолета без влияния на аэродинамические характеристики самолета (V),
отличающееся тем, что средство содержит по меньшей мере одну решетку (4), содержащую внутреннюю конструкцию с отверстиями (41), размеры которых выполнены так, что предотвращается образование дифрагированных волн для низких частот частотного спектра,
опорную конструкцию (42) для прикрепления указанной решетки (4) к самолету (V),
причем внутренняя поверхность каждого из указанных отверстий (41) покрыта тонким поглощающим радиолокационное излучение материалом, обеспечивающим поглощение электромагнитных волн для высоких частот частотного спектра,
при этом указанная решетка (4) выполнена с обеспечением прохождения воздушного потока к двигателю.

2. Средство по п. 1, причем горячая часть (Н) самолета (V) выбрана из следующих:
- отсек для экипажа или кабина, содержащая по меньшей мере одну прозрачную часть,
- первый шпангоут фюзеляжа,
- соединительные кромки компонентов, включая крылья, покровы хвостового оперения и воздухозаборники двигателей,
- по меньшей мере одна передняя поверхность двигателя.

3. Средство по п. 2, содержащее металлизированное покрытие (1), нанесенное на указанную по меньшей мере одну прозрачную часть.

4. Средство по п. 3, в котором металлизированное покрытие (1) получено нанесением на указанную по меньшей мере одну прозрачную часть и содержит: по меньшей мере один первый слой или подложку (11) для подготовки указанной прозрачной части для нанесения металлизированного покрытия (1) и по меньшей мере один второй слой (12), который по существу является металлизированным электропроводным слоем.

5. Средство по п. 2, которое содержит по меньшей мере одну покрывающую часть (2), расположенную на передней кромке крыльев, покровов хвостового оперения и воздухозаборников двигателей без влияния на их аэродинамический профиль.

6. Средство по п. 5, в котором указанная покрывающая часть (2) содержит первую конструкцию (22), выполненную из металла и прикрепленную к конструкции указанного компонента самолета (V), и второе поглощающее покрытие (23) для поглощения падающих на нее электромагнитных волн, расположенное поверх указанной первой конструкции (22).

7. Средство по п. 2, содержащее по меньшей мере один лист адгезивного металлического материала (31), который покрывает первый шпангоут фюзеляжа самолета (V), и по меньшей мере один слой поглощающего материала (32), прикрепленного к указанным листам металлического материала (31).

8. Средство по п. 2, в котором решетка (4) имеет круговую форму, аналогичную форме поперечного сечения конструкции отсека двигателя.

9. Средство по п. 1, в котором решетка (4) при отсутствии необходимости в ее использовании для сохранения целостности воздуховода может быть заменена замещающей конструкцией (46), которая по существу имеет форму опорной конструкции (42) решетки (4).

10. Средство по п. 4, в котором металлизированное покрытие (1) содержит электрические устройства, обеспечивающие электрическое соединение между указанным покрытием (1) и конструкцией самолета (V).



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к маскировке, в частности к маскировке подвижных и стационарных объектов. Маскировочное устройство содержит полый элемент, внутри которого во время работы устройства происходит движение демаскирующего газа, при этом полый элемент расположен встык к месту появления демаскирующего газа, а выход и/или забор демаскирующего газа с применением устройства за счет применения полого элемента происходит в месте и/или направлении, отличном от места и/или направления выхода и/или забора демаскирующего газа в месте появления демаскирующего газа и обеспечивающим затруднение обнаружения, и/или распознавания маскируемого объекта, и/или наведение на маскируемый объект высокоточных боеприпасов, при этом маскировочное устройство может включать в себя также один или несколько вентиляторов, создающих поток по ходу движения демаскирующего газа, и/или нагревателей, и/или охладителей, и/или иных приборов, изменяющих состояние демаскирующего газа с целью снижения его демаскирующих свойств и не создающих потока против движения демаскирующего газа, в том числе, но не исключительно расположенных внутри полого элемента; при этом полый элемент может быть полностью или частично расположен внутри или снаружи маскируемого объекта, может представлять собой жесткую и/или гибкую конструкцию, состоящую из отдельных элементов с возможностью их соединения и отсоединения или неразборную, а также полый элемент может быть выполнен из материала, скрывающего хотя бы один демаскирующий признак, в том числе теплоизолирующего, и/или теплоотражающего, и/или имеющего маскировочную окраску, и/или радиопоглощающего и т.п., а маскировочное устройство в целом может содержать имитатор маскируемого объекта или части маскируемого объекта хотя бы в одном диапазоне длин волн и средство крепления имитатора к маскируемому объекту, при этом имитатор вынесен за габариты маскируемого объекта, в том числе, но не исключительно с подачей демаскирующего газа в имитатор через полый элемент.

Изобретение относится к устройству для адаптации сигнатуры, способу адаптации сигнатуры, а также к объекту, такому как транспортное средство. Устройство для адаптации сигнатуры, содержит по меньшей мере один элемент поверхности, выполненный с возможностью допускать определенное тепловое распределение, при этом упомянутый элемент поверхности содержит по меньшей мере один теплогенерирующий элемент, выполненный с возможностью генерирования по меньшей мере одного заранее определенного температурного градиента для части упомянутого по меньшей мере одного элемента поверхности, упомянутый по меньшей мере один элемент поверхности содержит по меньшей мере одну поверхность отображения, упомянутая по меньшей мере одна поверхность отображения выполнена с возможностью излучения по меньшей мере одного заранее определенного спектра, упомянутая по меньшей мере одна поверхность отображения выполнена с возможностью излучения по меньшей мере одного спектра во множестве направлений, и упомянутый по меньшей мере один заранее определенный спектр является направленно-зависимым, и поверхность отображения содержит препятствующий слой, выполненный с возможностью препятствования падающему свету выбранных углов падения.

Группа изобретений относится к устройству для адаптации радиолокационной и тепловой сигнатур и машине, содержащей это устройство. Устройство содержит элемент поверхности, выполненный с возможностью допускать определенное тепловое распределение.

Изобретение относится к области амфибийных корпусных машин и касается конструкций колесных и гусеничных плавающих машин. Амфибийное транспортное средство содержит корпус, гусеничный или колесный движитель, маршевый двигатель и газоотвод отработавших газов маршевого двигателя.

Изобретение относится к бронированным объектам, главным образом к танкам с динамической броневой защитой, и одновременно к средствам маскировки военных объектов с помощью маскировочного покрытия, закрепленного на поверхности объекта.

Изобретение относится к средствам защиты от тепловизионных средств воздушно-космической разведки. При способе имитации теплового контраста объекта регистрируют тепловое изображение имитируемого объекта на фоне местности, передают зарегистрированное изображение на имитатор, регистрируют тепловое изображение имитатора с размещенными на нем термоэлектрическими модулями, определяют разность теплового контраста между разрешаемыми тепловизионной аппаратурой элементами поверхности объекта и соответствующими им термоэлектрическими модулями, формируют управляющие сигналы для изменения температуры термоэлектрических модулей в соответствии с полученными значениями.

Изобретение относится к области военной техники и касается способа засветки оптико-электронных приборов малогабаритных беспилотных летательных аппаратов (МБЛА).

Способ обеспечения радиолокационной скрытности военных самолетов предназначен для обеспечения неприметности самолета при его радарном облучении. Он заключается в изготовлении поверхностей самолета отражающими радиолокационные импульсы в стороны от радиолокатора, а также в покрытии поверхностей самолета многослойными материалами с прорезями в металлических поверхностях, покрытыми радиопрозрачными композитными материалами, и с полостями внутри.

Изобретение относится к области авиации и может быть использовано для проведения мероприятий по скрытию летательных аппаратов (ЛА) военного назначения от средств радиолокационной разведки.

Изобретение относится к области полунатурного моделирования испытаний боевой индивидуальной экипировки (БИЭ). Измерение оцениваемых показателей проводят в закрытом помещении лаборатории.

Изобретение относится к перевозке ракет транспортом. Устройство крепления ракеты на ложементе транспорта содержит воздухонепроницаемую поверхность со стороны тел ложемента и ракеты, систему давления разрежения воздуха, трубопроводы, распределительную систему, манометр давления, присоски со своим уплотнителем.

Изобретение относится к авиации, в частности к средствам крепления подвесных агрегатов под крыло самолета. Устройство для крепления грузового пилона к крылу самолета содержит силовой элемент, закрепляемый болтом с гайкой через втулку в установочном отверстии в крыле самолета.

Изобретение относится к системе транспортировки и сброса грузов (боеприпасов) для транспортных летательных аппаратов (ЛА). Система содержит один контейнер, расположенный в грузовом отсеке и выполненный с возможностью вмещения груза, установленного в контейнере посредством средства скольжения.

Изобретение относится к области авиастроения. Многофункциональный самолет содержит фюзеляж (1), консоли крыла (2), консоли цельноповоротного вертикального оперения (3), консоли цельноповоротного горизонтального оперения (4), фонарь кабины (5), горизонтальные кромки воздухозаборников двигателей (6), мелкоячеистые сетки, экранирующие устройства забора и выброса воздуха (7), боковые наклонные кромки воздухозаборников двигателей (8), устройство (9) уменьшения эффективной поверхности рассеяния (ЭПР) силовой установки и створки (10) отсека штанги дозаправки топливом в полете.

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 бортовому авиационному оборудованию и предназначено для использования при управлении подготовкой и применением существующих и перспективных типов авиационных средств поражения, а также существующих (инфракрасных, дипольно-отражательных) и перспективных пассивных помех в виде помеховых патронов из кассетных стационарных и подвесных держателей, расположенных на летательном аппарате.

Изобретение относится к системам управления подготовкой и применением авиационных средств поражения (АСП). .

Изобретение относится к бортовому радиоэлектронному оборудованию. .

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к авиации. .

Изобретение относится к устройствам для маскировки летательных аппаратов. Перед воздухозаборником низколетящего летательного аппарата устанавливают горизонтальные жалюзи из профилей в виде синусоиды в интервале 270-450 градусов при условии, что направление синусоиды совпадает с направлением полета, или в виде фигуры, состоящей из двух состыкованных дуг окружностей одинакового размера в пределах 5-45 градусов. Достигается улучшение маскировки. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх