Интеллектуальная собственность

Расширенный поиск
Вид ИС
Предметная область
Бортовой комплекс противоракетной обороны летательного аппарата / RU 02722218 C1 20200528/
Открыть
Описание
Изобретение относится к области авиации, в частности к системам обороны самолетов. Бортовой комплекс противоракетной обороны ЛА (1) содержит имитатор ЛА (1) в виде планера (5) на гибкой связи (3) с возможностью скоростного отделения от ЛА (1) и буксировки им. На имитаторе (2) размещены средства имитации характерных признаков ЛА (1), боевая часть (6) задней ориентации с взрывчатым веществом и взрывателем (9 и 14), выполненная с возможностью ее упреждающего подрыва на безопасном от ЛА (1) расстоянии и заданной дистанции до вражеских средств поражения (18), атакующих с задней полусферы. Боевая часть имитатора (2) выполнена состоящей по меньшей мере из двух одинаковых модулей (7 и 12), снабженных индивидуальными боевыми зарядами (8 и 13) и средствами срабатывания последних (10 и 15). Модули (7 и 12) установлены в хвостовой части имитатора (2) с возможностью управляемого отделения от него по одному, торможения и подрыва на безопасном расстоянии от имитатора (2). Обеспечивается повышение живучести ЛА (1). 4 з.п. ф-лы, 4 ил. Подробнее
Дата
2019-12-02
Патентообладатели
Семенов Александр Георгиевич
Авторы
Семенов Александр Георгиевич
САМОЛЕТ - ЭКРАНОПЛАН МНОГОРЕЖИМНЫЙ / RU 02719993 C1 20200423/
Открыть
Описание
Изобретение относится к области воздушного транспорта, в частности к конструкциям транспортных средств, использующих в процессе полета экранопланный и самолетный режимы. Многорежимный самолет-экраноплан, способный выполнять полеты в самолетном и экранопланном режимах, содержит фюзеляж гидросамолета, трехстоечное убирающееся колесное шасси с носовой опорой, трапециевидный центроплан малого удлинения, имеющий размах, равный колее основных опор шасси. Шасси убираются в ниши, выполненные по максимальному размаху центроплана, к которому пристыкованы консоли крыла большого удлинения с концевыми поплавками остойчивости. Самолет-экроноплан также содержит гибридную силовую установку с газотурбинным двигателем, электрогенератором, аккумуляторной батареей, двумя электродвигателями с воздушными винтами, установленными на концах горизонтальных пилонов над фюзеляжем с правой и левой сторон фюзеляжа, в хвостовой части которого установлено хвостовое оперение с разнесенным двухкилевым вертикальным оперением. Обеспечивается повышение аэродинамического качества при полете над экраном и в полете на большой высоте, возможность взлета и посадки на воду, на лед и сухопутный аэродром, повышение транспортной эффективности. 5 ил. Подробнее
Дата
2019-11-26
Патентообладатели
"Общество с ограниченной ответственностью ""Техноавиа"" "
Авторы
Большаков Антон Владимирович , Гаврилов Николай Федорович , Кондратьев Вячеслав Петрович , Проничев Владимир Егорович
"Система интеллектуальной поддержки командира группы истребителей сопровождения для этапа полета ""Маршрут-1""" / RU 02724573 C1 20200623/
Открыть
Описание
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к области авиационного оборудования, и может быть использовано для интеллектуальной поддержки командира группы истребителей сопровождения при выполнении группой генеральной задачи вылета «Сопровождение воздушных ударных сил» на этапе полета. Система интеллектуальной поддержки командира группы истребителей сопровождения содержит систему подготовки априорной информации (1), бортовые цифровые вычислительные машины (2), бортовые измерительные системы (3), информационно-управляющее поле кабины экипажа (4), состоящее из управляющей и информационной частей, систему объективного контроля (11), базу знаний бортовой оперативно-советующей экспертной системы (5), которая состоит из блока обработки информации (6), формирующего ситуационный вектор; блока активизации проблемных субситуаций (7), в котором заложены продукционные правила; блока фрагментов предметной области (8), блока проблемных субситуаций (9). Обеспечивается повышение эффективности выполнения боевой задачи группой истребителей сопровождения ударных самолетов на этапе полета. 4 ил. Подробнее
Дата
2019-11-22
Патентообладатели
"Федеральное государственное унитарное предприятие""Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем"" "
Авторы
Федунов Борис Евгеньевич , Юневич Наталия Даниловна , Пляцовой Алексей Алексеевич
Фюзеляж самолета / RU 02724036 C1 20200618/
Открыть
Описание
Изобретение относится к области авиационной техники, преимущественно к фюзеляжам самолетов с дозвуковыми и околозвуковыми скоростями полета. Фюзеляж самолета, в кормовой части содержит выходы каналов для выдува воздуха, расположенные на его поверхности, выходы каналов выполнены с осями, наклоненными под углами 30°-60° к поверхности фюзеляжа и углами 30°-60° между проекциями осей каналов на поверхность фюзеляжа и направлениями потока у выходов каналов на крейсерском режиме полета самолета, выходы каналов для выдува воздуха расположены на расстоянии от конца кормовой части фюзеляжа равном 0.5-1.5 эквивалентного диаметра миделя фюзеляжа. Входы каналов для выдува воздуха соединены с салоном фюзеляжа самолета. Такое конструктивное решение позволит уменьшить энергетические затраты на создание воздушных струй и уменьшение сопротивления, создаваемого кормовой частью фюзеляжа. 2 з.п. ф-лы, 3 ил. Подробнее
Дата
2019-11-14
Патентообладатели
"Федеральное государственное унитарное предприятие ""Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского"" "
Авторы
Потапчик Александр Владимирович , Брутян Мурад Абрамович , Волков Андрей Викторович
Способ для снижения лобового сопротивления при обтекании тела потоком жидкой или газовой среды / RU 02718816 C1 20200414/
Открыть
Описание
Изобретение относится к судостроению, авиастроению и может использоваться для создания корпусов судов и самолетов с уменьшенным сопротивлением внешней среды их движению. Способ заключается в установке в лобовой части судна инжекционных каналов, при этом дополнительно в лобовой части инжекционный канал дополнен раковиной, обеспечивающей изменение направления потока по круговому каналу для повышения давления в осевой части канала и сокращения расстояния между входным и выводным каналом на поверхности лобовой части судна, причем выходная часть канала имеет щелевую форму, ширина которой равна диаметру входной части канала, а боковые каналы имеют щелевое строение, у которых входная часть толще, чем выходная. Технический результат заключается в существенном снижении лобового сопротивления при обтекании тела потоком жидкой или газовой среды. 1 ил. Подробнее
Дата
2019-11-13
Патентообладатели
Семенов Александр Алексеевич
Авторы
Семенов Александр Алексеевич
СПОСОБ ДАЛЬНЕГО ОБНАРУЖЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ / RU 02721642 C1 20200521/
Открыть
Описание
"Изобретение относится к области военного авиастроения. Способ дальнего обнаружения летательных аппаратов заключается в том, что осуществляют совместный полет боевого самолета и сопровождающего его впереди по курсу легкого беспилотного летательного аппарата с бортовой радиолокационной станцией. Беспилотный летательный аппарат выпускают с борта самолета подобно ракете класса ""воздух-воздух"" на расстояние, необходимое для увеличения радиуса действия основной бортовой радиолокационной станции боевого самолета. Осуществляют раннее обнаружение всех летательных аппаратов, представляющих угрозу. Демаскируют малозаметные воздушные и наземные боевые средства противника путем провоцирования их на расход боезапаса в свой адрес. Маневрируют с целью ухода от боевых ракет противника и возврата на борт своего самолета на догонном курсе путем стыковки аналогичной стыковке с заправочной горловиной самолета заправщика. Достигается повышение живучести боевого самолета, за счет возможности дальнего обнаружения боевых средств противника." Подробнее
Дата
2019-10-24
Патентообладатели
Михайленко Владимир Иванович
Авторы
Михайленко Владимир Иванович
Самолёт вертикального взлёта и вертикальной посадки / RU 02722517 C1 20200601/
Открыть
Описание
Изобретение относится к самолету с вертикальным взлетом и вертикальной посадкой. Самолет вертикального взлета и вертикальной посадки содержит фюзеляж, крылья и реактивные двигатели. Передняя часть крыльев выполнена с возможностью управляемого сдвига от крыльев на определенное расстояние и управляемого соединения с крыльями. Сдвигаемая часть крыльев содержит воздуховод с конфузором. На выходе реактивных двигателей расположены охлаждаемые накопители сжатого воздуха, имеющие управляемые задвижки. Охлаждаемые накопители сжатого воздуха соединены воздуховодом с интеркуллером. Интеркуллер соединен с воздуховодами сдвигаемой части крыльев. Достигается упрощение конструкции для вертикального взлета и вертикальной посадки. 2 ил. Подробнее
Дата
2019-10-22
Патентообладатели
Бабицкий Борис Соломонович
Авторы
Бабицкий Борис Соломонович
Устройство для торможения самолета / RU 02720386 C1 20200429/
Открыть
Описание
Изобретение относится к аэродромному оборудованию. Устройство для торможения самолета содержит углубленную в конце взлетно-посадочной полосы емкость, заполненную тормозной средой. Устройство для торможения самолета снабжено подвижной площадкой (14), управляемой приводом (15). Подвижная площадка (14) может находиться в закрытом и открытом положениях. Управление положениями подвижной площадки (14) осуществляется приводом (15) по командам с ЭВМ (10). Подвижная площадка (14) выполнена с возможностью выдерживать массу самолета. Достигается предотвращение попадания в емкость посторонних предметов, повышение надежности торможения независимо от метеоусловий. 2 ил. Подробнее
Дата
2019-10-16
Патентообладатели
Винокуров Владимир Иванович
Авторы
Винокуров Владимир Иванович
Способ функционирования импульсно-доплеровской бортовой радиолокационной станции с распознаванием постановщиков помех типа DRFM при обнаружении группы самолётов / RU 02718698 C1 20200414/
Открыть
Описание
Изобретение относится к области первичной обработки радиолокационных сигналов и может быть использовано в бортовой радиолокационной станции (БРЛС) истребителя для расширения ее функциональных возможностей при обнаружении групповой воздушной цели (ГВЦ) в условиях воздействия помех типа DRFM по боковым лепесткам диаграммы направленности антенны (ДНА). Достигаемый технический результат - расширение функциональных возможностей БРЛС истребителя при обнаружении ГВЦ за счет распознавания воздействия по боковым лепесткам ДНА прицельных по частоте помех типа DRFM, количества самолетов-постановщиков помех в составе группы, принадлежности каждого самолета группы к самолету-постановщику помех и обеспечения обработки полезного сигнала с одновременной режекцией помех. Способ функционирования БРЛС истребителя при обнаружении ГВЦ заключается в идентификации помех типа DRFM по боковым лепесткам ДНА, определении количества постановщиков помех из состава группы, определении принадлежности каждого самолета из состава группы к самолету-постановщику помех на основе совместного анализа амплитуд и положения спектральных составляющих спектров радиолокационного сигнала, принятого в основном и компенсационном каналах, и обеспечении дальнейшей обработки полезного сигнала с одновременной режекцией частотных позиций, соответствующих помехам типа DRFM. 3 ил. Подробнее
Дата
2019-09-16
Патентообладатели
"Федеральное государственное казённое военное образовательное учреждение высшего образования ""Военная академия воздушно-космической обороны имени Маршала Советского Союза Г.К. Жукова"" Министерства обороны Российской Федерации "
Авторы
Богданов Александр Викторович , Закомолдин Денис Викторович , Часовских Сергей Александрович
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ РЕВЕРСИВНЫМ УСТРОЙСТВОМ АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ ПРИ ТОРМОЖЕНИИ САМОЛЕТА / RU 02719778 C1 20200423/
Открыть
Описание
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к способам управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя при торможении самолета. Способ включает регулирование тяги электронным регулятором газотурбинного двигателя, автоматическое блокирование выдачи сигналов на управление положением реверсивного устройства (РУ) при нахождении самолета в воздухе до момента касания опор шасси самолета взлетно-посадочной полосы (ВПП); перемещение рычага управления двигателем (РУД) с площадки малого газа на площадку минимальной обратной тяги, открывание механического замка РУ и выдачу информационного сигнала «Замок РУ не закрыт». После его открывания формируют управляющее воздействие из электронного регулятора двигателя на перевод реверсивного устройства из положения «Прямая тяга» в положение «Обратная тяга». Выполняют диагностику положения створок реверсивного устройства и формирование информационного сигнала в кабину экипажа «РУ включено» после перевода створок реверсивного устройства в положение «Обратная тяга», переводят РУД в положение «Максимальная обратная тяга» и автоматическое установление режима работы двигателя, соответствующее положению РУД, далее РУ выключают. Дополнительно формируют первый информационный сигнал «Две или три опоры шасси обжаты», второй информационный сигнал «Шасси обжаты», третий информационный сигнал «Обратная тяга», четвертый информационный сигнал «Блок управления перекладкой реверсивного устройства исправен». Момент касания самолета ВПП определяют при наличии первого информационного сигнала «Две или три опоры шасси обжаты» или второго информационного сигнала «Шасси обжаты», при этом перевод створок РУ из положения «Прямая тяга» в положение «Обратная тяга» осуществляют после установки РУД на площадку «Минимальная обратная тяга» и при одновременном наличии информационных сигналов «Две или три опоры шасси обжаты» или «Шасси обжаты», «Замок реверсивного устройства не закрыт», «Блок управления перекладкой реверсивного устройства исправен». Изобретение позволяет повысить надежность работы двигателя и безопасность полета при торможении самолета с включением реверсивного устройства. 6 з.п. ф-лы, 1 ил. Подробнее
Дата
2019-09-05
Патентообладатели
"Акционерное общество ""Объединенная двигателестроительная корпорация"" "
Авторы
Савенков Юрий Семенович , Саженков Алексей Николаевич
Способ повышения разрешающей способности радиолокационного сверхширокополосного зондирования / RU 02710837 C1 20200114/
Открыть
Описание
Изобретение относится к области радиолокационного зондирования с использованием одиночных сверхширокополосных (СШП) сигналов и может быть использовано при зондировании нескольких близкорасположенных объектов, например групповой воздушной цели в составе нескольких самолетов. Способ заключается в том, что излучают N-лепестковый зондирующий радиоимпульс, принимают отраженный сигнал в выбранном временном окне, обрабатывают его в К параллельных каналах, где К/N = 2, 3, 4,..., в каждом из К каналов принимаемый отраженный сигнал перемножают на сигнал, идентичный зондирующему N-лепестковый радиоимпульс, задержанный в каждом канале по времени относительно предыдущего по номеру канала на величину Т/(К-1), где Т - длительность N-лепесткового зондирующего радиоимпульса, полученный в каждом из К параллельных каналов результат однократно интегрируют, выводят полученный результат для отображения на индикатор, по результатам наблюдения нескольких ярких отметок на индикаторе делают заключение об обнаружении групповой воздушной цели и оценивают количество целей в группе. Достигаемым техническим результатом изобретения является повышение разрешающей способности радиолокационного СШП зондирования близкорасположенных объектов и повышение оперативности получения результата. 2 ил. Подробнее
Дата
2019-08-30
Патентообладатели
Захаров Михаил Васильевич
Авторы
Захаров Михаил Васильевич
Многослойная авиационная панель / RU 02717267 C1 20200319/
Открыть
Описание
Изобретение относится к области авиационной техники и касается силовых авиационных конструкций из полимерных однонаправленных композиционных материалов, в частности силовых конструкций гермопанелей с малой кривизной фюзеляжа гражданского самолета. Предлагаемая многослойная панель содержит внешнюю и внутреннюю силовые субпанели, ферменный заполнитель и стыковочные узлы, соединяющие эти силовые элементы между собой. Панели представляют собой структуру сетчатой топологии, состоящую из однонаправленных композитных ребер. Основным структурным элементом ферменного заполнителя является гибридный металлокомпозитный стержень. Многослойная панель также содержит несиловые конструктивные элементы: внешнюю герметичную обшивку, слой теплоизоляции и волнообразную эластичную гермообшивку. Изобретение обеспечивает снижение веса конструкции, при условии обеспечения необходимого уровня защиты от ударного и климатического воздействия, а также лучшую технологичность производства, контроле- и ремонтопригодность относительно панелей с многослойной обшивочной конструктивно-силовой схемой (сэндвич-панелей). 8 з.п. ф-лы, 3 ил. Подробнее
Дата
2019-08-16
Патентообладатели
"Федеральное государственное унитарное предприятие ""Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского"" "
Авторы
Ведерников Дмитрий Вячеславович , Дубовиков Евгений Аркадьевич , Фомин Виктор Павлович , Фомин Данил Юрьевич , Шаныгин Александр Николаевич
РАЗГОННЫЙ САМОЛЕТ-НОСИТЕЛЬ (ВАРИАНТЫ) / RU 02715816 C1 20200303/
Открыть
Описание
В первом варианте пилотируемый либо беспилотный разгонный самолет-носитель включает центральный модуль фюзеляжа обтекаемой интегральной формы, шасси, комбинированную силовую установку из реактивных двигателей, интегрированную систему управления с элементами реактивной системы управления, несущие консоли крыльев с элементами механизации, системы активной и пассивной тепловой защиты наружных элементов конструкций. Силовая установка состоит из ТРДД либо ТРДФ для обеспечения разгона самолета-носителя и ракетных двигателей на жидком топливе либо твердом топливе. Сопла маршевых двигателей расположены на торце хвостовой части центрального модуля фюзеляжа самолета-носителя. Орбитальная ракета-носитель размещена внутри корпуса-фюзеляжа. Во втором варианте самолет-носитель снабжен ускорителями с возможностью автономной вертикальной либо горизонтальной посадки. Группа изобретений направлена на создание надежной и энергетически эффективной многоразовой авиационно-космической системы. 2 н.п. ф-лы, 40 ил. Подробнее
Дата
2019-07-24
Патентообладатели
Сушенцев Борис Никифорович
Авторы
Сушенцев Борис Никифорович
Крыло летательного аппарата / RU 02717416 C1 20200323/
Открыть
Описание
Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при проектировании крыльев дозвуковых самолетов различного назначения. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана и консоли, выполнено с удлинением λ=7÷12, стреловидностью χ=10÷35° и содержит сверхкритические профили. Крыло летательного аппарата характеризуется тем, что задняя кромка крыла имеет стреловидность в диапазоне 0-5°, в области от 0 до 33% размаха крыла выполнена с наплывом, в области от 27 до 35% размаха крыла задняя кромка имеет участок сопряжения центроплана и консоли, выполненный по закону двух сопряженных поверхностей, стреловидность консоли на участке от 27 до 100% размаха имеет стреловидность по передней кромке 10-17°. Изобретение направлено на снижение величины коэффициента сопротивления. 5 ил. Подробнее
Дата
2019-07-19
Патентообладатели
"Федеральное государственное унитарное предприятие ""Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского"" "
Авторы
Брагин Николай Николаевич , Болсуновский Анатолий Лонгенович , Бузоверя Николай Петрович , Чернышев Иван Леонидович , Герасимов Сергей Венедиктович , Губанова Ирина Анатольевна
МАЛОЗАМЕТНЫЙ РАКЕТНО-АВИАЦИОННЫЙ КОМПЛЕКС / RU 02722609 C1 20200602/
Открыть
Описание
Изобретение относится к средствам военной блочно-модульной техники. Малозаметный ракетно-авиационный комплекс (МРАК) с беспилотным летательным аппаратом, имеющим фюзеляж, пусковое устройство с управляемой ракетой, крыло с органами его управления, двигатель силовой установки, бортовую систему управления, обеспечивающую телемеханическое управление с командного пункта авианесущего корабля (АНК). МРАК снабжен группой опционально и дистанционно пилотируемых самолетов-вертолетов, представляющих собой летающее замкнутое крыло ромбовидной в плане формы с двумя надкрыльными мотогондолами, имеющими комбинированные газотурбинные двигатели со свободными силовыми турбинами, приводящими два толкающих двухлопастных несущих винта (ДНВ) в обтекателях цельно-поворотного межгондольного крыла и/или в кольцевых обтекателях выносные вентиляторы, создающие при вертикальном взлете и/или горизонтальном полете пропульсивно-реактивную тягу, направленную горизонтально назад с работающими поперечными ДНВ/наклонно авторотирующими или сложенными их лопастями из флюгерного положения вдоль и снаружи обтекателей ДНВ с горизонтальной их фиксацией при поступательном полете в конфигурации винтокрыла/автожира или реактивного самолета, трансформируемого после посадки на палубу корабля в походную конфигурацию при сложенных вверх концевых частей крыла для перевозки в ангаре, заправки топливом и заряжания его боекомплектом. Достигается увеличение весовой отдачи и боевой нагрузки, повышении скорости и дальности полета, увеличении вероятности поражения надводной, подводной и воздушной цели. 4 з.п. ф-лы, 1 табл., 1 ил. Подробнее
Дата
2019-07-11
Патентообладатели
Дуров Дмитрий Сергеевич
Авторы
Дуров Дмитрий Сергеевич
РАЗГРУЖЕННОЕ ТЕЛЕСКОПИЧЕСКОЕ СОЕДИНЕНИЕ ДЛЯ ТРУБОПРОВОДА / RU 02719749 C1 20200423/
Открыть
Описание
Изобретение относится к области машиностроения, в частности к соединениям трубопроводов, и может быть использовано в топливных магистралях самолета. Разгруженное телескопическое соединение для трубопровода содержит корпус с рабочей полостью, состоящий из двух частей, имеющих внутренние сферические поверхности, охватывающие сферические элементы и образующие с ними сферические шарниры. Два элемента конструкции, не составляющие одну сферическую шарнирную пару, соединены каждый со своим концом трубопровода и по крайней мере два элемента конструкции, не составляющие одну сферическую шарнирную пару между собой, соединены друг с другом по цилиндрической поверхности с возможностью продольного перемещения. Один из сферических элементов шарнирной пары в месте соединения с цилиндрической поверхностью образует над ней кольцевую полость, соединенную с рабочей полостью. Изобретение позволяет компенсировать разрывные усилия в телескопическом соединении, возникающие при течении через него рабочего тела под высоким давлением, и, как следствие, повысить надежность телескопического соединения. 2 з.п. ф-лы, 1 ил. Подробнее
Дата
2019-06-28
Патентообладатели
"Акционерное общество ""Российская самолетостроительная корпорация ""МиГ"" "
Авторы
Копытин Сергей Иванович
Воздухозаборник самолета / RU 02714555 C1 20200218/
Открыть
Описание
Изобретение относится к воздухозаборникам двигателей летательных аппаратов. Воздухозаборник самолета содержит криволинейный воздушный канал (1). По ширине канала (1) вдоль его центральной линии, как минимум в месте изгиба канала (1) установлена пластина (5). Пластина (5) установлена по длине канала (1) в диапазоне от 0,25 L до 1 L, где L - длина канала (1), со сдвигом относительно центральной линии канала (1) на расстоянии ±0,15 диаметра D входа (4) в двигатель. Пластина (5) выполнена с использованием звукопоглощающего материала, имеет постоянную толщину основной части и сглаженные (закругленные) профили переднего и/или задний торцов. Изобретение улучшает аэродинамические характеристики воздухозаборника летательного аппарата за счет уменьшения потерь полного давления на входе в двигатель в диапазоне рабочих расходов через двигатель. 5 з.п. ф-лы, 1 ил. Подробнее
Дата
2019-06-21
Патентообладатели
"Федеральное государственное унитарное предприятие ""Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского"" "
Авторы
Анисимов Кирилл Сергеевич , Лысенков Александр Валерьевич
Игнорирующий турбулентность самолет и датчик изменения угла атаки самолета / RU 02710955 C1 20200114/
Открыть
Описание
Группа изобретений относится к самолетам, выполненным по аэродинамическим схемам «утка» или «тандем». Самолет содержит связанные между собой переднюю и заднюю несущие поверхности, снабженные средствами регулирования подъемной силы, функционально зависящими от изменения угла атаки самолета. Производная коэффициента подъемной силы по углу атаки самолета положительна для задней поверхности и отрицательна для передней. Датчик изменения угла атаки самолета содержит переднюю и заднюю поверхности с крепежным шарниром между ними. Производная по углу атаки коэффициента подъемной силы задней поверхности превышает производную передней поверхности не менее чем в полтора раза. Группа изобретений направлена на обеспечение продольной устойчивости самолета путем ослабления влияния на подъемную силу самолета горизонтальных порывов ветра.. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил. Подробнее
Дата
2019-06-07
Патентообладатели
Краснов Юрий Константинович
Авторы
Краснов Юрий Константинович
АВИАЦИОННО-РАКЕТНАЯ УДАРНАЯ СИСТЕМА / RU 02721803 C1 20200522/
Открыть
Описание
Изобретение относится к средствам военной блочно-модульной техники. Авиационно-ракетная ударная система (АРУС) с беспилотным летательным аппаратом (БЛА), имеющим фюзеляж с комплексом вооружения на пусковых устройствах (ПУ), крыло с органами управления, двигатель силовой установки (СУ), бортовую систему управления (БСУ), обеспечивающую телемеханическое управление с командного пункта (КП) корабля-носителя. АРУС включает опционально и дистанционно пилотируемые самолеты-вертолеты, имеющие крылья асимметричной стреловидности (КАС), двухлопастные несущие винты (ДНВ) и в кормовой гондоле комбинированный двигатель со свободными силовыми турбинами, приводящими два продольных ДНВ и/или в кольцевом обтекателе выносной вентилятор, направленную горизонтально назад с работающими/авторотирующими ДНВ или зеркально зафиксированными их лопастями-крыльями асимметричной стреловидности (ЛКАС) соответствующему КАС в конфигурации палубных реактивных винтокрыла/автожира или самолета с тандемными крыльями Х-образной стреловидности и управляемыми ракетами. Достигается увеличение весовой отдачи и боевой нагрузки, повышение скорости и дальности полета, увеличение вероятности поражения надводной, подводной и воздушной цели, расположенной на большой дальности, и возможность ее атаки после продолжительного полет в режиме зависания, возврата на вертолетную площадку АНК для повторного использования. 4 з.п. ф-лы, 1 табл., 3 ил. Подробнее
Дата
2019-06-04
Патентообладатели
Дуров Дмитрий Сергеевич
Авторы
Дуров Дмитрий Сергеевич
Способ прицеливания при стрельбе из пушки по маневрирующей воздушной цели / RU 02707325 C1 20191126/
Открыть
Описание
Изобретение относится к способам прицеливания при стрельбе из пушки самолета-истребителя по маневрирующей воздушной цели. Для прицеливания определяют тип цели (8), вводят размах ее крыльев (3) в вычислитель, вычисляют прогнозируемую трассу снарядов (5). Сигнал прогнозируемой трассы снарядов (5) выводят на индикацию, выполняют захват и автосопровождение визуально видимой цели (8), измеряют угловые координаты воздушной цели (8) и индицируют визирное кольцо (9), определяющее направление на сопровождаемую цель (8). Задают диаметр визирного кольца (9), равным угловому размеру размаха крыльев (3) цели (8) для той дальности, для которой продольная координата индицируемой трассы снарядов (5) равна текущей продольной угловой координате сопровождаемой цели (8). Маневром самолета перемещают видимую цель (8) и визирное кольцо (9) по индицируемой прогнозируемой трассе снарядов (5), при касании концов крыльев цели (8) обрамляющего визирного кольца (9) открывают огонь. При этом формируют боковую ошибку прицеливания в виде отклонения текущей боковой угловой координаты сопровождаемой цели (8) от прогнозируемой трассы снарядов (5), формируют сигнал управления самолетом, пропорциональный боковой ошибке прицеливания, и суммируют его с сигналом ручного управления самолетом. Обеспечивается повышение точности прицеливания при угловом сопровождении маневрирующей воздушной цели и отсутствии замеров дальности до нее за счет частичной автоматизации управления самолетом. 1 з.п. ф-лы, 3 ил. Подробнее
Дата
2019-06-04
Патентообладатели
"Федеральное государственное унитарное предприятие ""Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем"" "
Авторы
Шиян Вячеслав Данилович