Управление положением летательных аппаратов в воздухе, управление высотой и направлением полета с использованием реактивной силы – B64C 15/00

Изобретение относится к управлению траекторией полета тел, движущихся с высокими, в т. ч. космическими, скоростями. Система, согласно предлагаемому способу, м. б. использована в качестве вспомогательной (резервной) для коррекции траектории ракет, штатная система наведения которых вышла из строя. Возможно также ее использование на малых телах, на которых размещение обычных систем самонаведения затруднительно. Способ предусматривает нанесение на боковую поверхность тела (4) полос (5, 6, 7, 8) из кремния, легированного с разной степенью (дающей разную резонансную частоту лазерного поглощения). Излучение (3) лазера (2), попадая на полосу с резонансной частотой его поглощения, вызывает ее испарение и появление соответствующей корректирующей реактивной силы. Меняя частоту излучения (3), получают импульсы коррекции в требуемых направлениях. Техническим результатом изобретения является возможность управления траекторией полета тела в двух направлениях, поперечных по отношению к вектору его текущей скорости. 1 ил.

Изобретение относится к навигационному оборудованию. Указатель направления движения состоит из вертикального или лежащего в вертикальной плоскости, проходящей через командный глаз человека, стержня или пластины, установленных в направляющих, расположенных в горизонтальной плоскости перед человеком с возможностью пружинной или резьбовой фиксации. Около направляющей имеется лимб, на котором нанесены деления в единицах скорости бокового ветра, или несколько лимбов для разной скорости движения. На стержне имеется утолщение, местоположение которого подбирается так, чтобы при крене самолета утолщение всегда оставалось в одной вертикальной плоскости относительно земли. Указатель может иметь напротив командного глаза человека не стержень, а ленту, плоскость которой проходит через некомандный глаз человека. Достигается безопасность при посадке летательного аппарата при боковом ветре. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

Способ управления самолетом с двумя и более двигателями заключается в дифференциальной подаче топлива в двигатели. Подача осуществляется наряду с основными топливными насосами двигателей еще и от дополнительной топливной системы, приводимой в действие от приводной рессоры одного из основных двигателей или от электродвигателя и управляемой от гироскопической системы стабилизации-управления электрического или пневматического типа. Устройство для осуществления способа состоит из системы дифференциальной подачи топлива, системы стабилизации-управления по направлению и/или тангажу и блока гироскопических датчиков. Группа изобретений направлена на управление по крену в режиме висения. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам траекторного управления летательных аппаратов (ЛА). Способ автоматизации процесса коррекции траектории полета ЛА, осуществляющего движение по заранее запланированному маршруту, при облете опасных зон (зон с неблагоприятными метеорологическими условиями) предполагает аппроксимацию опасной зоны окружностью. Требуемый курс для ЛА формируют в виде скорректированного значения курса, вычисленного на основе традиционных методов наведения. Параметры определяют либо на диспетчерском (командном) пункте, либо непосредственно на борту ЛА. Корректировку курса ЛА начинают тогда, когда расстояние от наводимого ЛА до центра опасной зоны становится меньше определенной величины. Повышается безопасность полетов и эффективность работы диспетчеров (операторов, офицеров боевого управления) за счет унификации описания опасных зон. 3 ил.

Группа изобретений относится к области авиации. По первому варианту самолет содержит фюзеляж, крыло, оперение и двигатель/двигатели. Двигатель/двигатели направлен вверх-вперед относительно продольной оси самолета, или источник тяги которого направлен вверх-вперед относительно продольной оси самолета с учетом аэродинамического качества самолета. По второму варианту самолет содержит фюзеляж, крыло, оперение, электродистанционную систему управления и двигатель/двигатели. В усилитель, получающий сигнал с задатчика положения горизонтальных рулей или с задатчика тангажа, вводится сигнал с соединенного с ним датчика тяги двигателя или с датчика положения рычага управления двигателем, с целью изменения его коэффициента усиления, или этот сигнал с датчика подается в определенном масштабе на вход усилителя. Группа изобретений направлена на получение большей подъемной силы. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к машиностроению. Роторное ступенчатое устройство состоит из корпуса с вращающимися в нем роторными элементами. Роторно-шаровые элементы образуют автономные роторные ступени. Роторные ступени с учетом их взаимодействия облегчают запуск устройства и увеличивают максимальное число оборотов вала. Роторное ступенчатое устройство можно использовать не только в качестве двигателя с высоким количеством оборотов, но и в качестве летательных и подводных аппаратов, без изменения основных конструктивных элементов устройства, при уменьшении металлоемкости изделия. Во внешнем корпусе и во внутренних элементах роторных ступеней можно размещать различные грузы, ГСМ, людей, а также использовать их в качестве ресиверов для отработавших газов. Изменением диаметра шаров и количества параллельных камер, с помощью конфигурации оболочки внешнего корпуса создаются ступени с параметрами, необходимыми для получения внешних форм устройства с улучшенными аэродинамическими характеристиками. Роторное ступенчатое устройство по второму варианту содержит рабочие камеры и камеры выхода отработавших газов, сообщающиеся между собой каналами и известными устройствами. Отработавшие газы через сопла обеспечивают реактивное движение устройства и изменяют его направление в пространстве. На валу роторного ступенчатого устройства можно монтировать вертолетные винты. Внутри внешнего корпуса можно размещать реактивные двигатели. Изобретение направлено также на повышение надежности устройства. 2 н. и 4 з.п.ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат содержит корпус осесимметричной формы, топливный бак, приборный отсек, газотурбинный двигатель, включающий компрессор, камеру сгорания, турбину, регулируемый сопловой аппарат, включающий сопловые лопатки, установленные с возможностью поворота и реактивное сопло. Газотурбинный двигатель установлен вдоль вертикальной оси корпуса. Камера сгорания выполнена многосекционной с топливными системами, включающими регуляторы расхода топлива для каждой секции. Приводом оборудована каждая сопловая лопатка. Число сопловых лопаток равно числу секций камеры сгорания. Сопловые лопатки размещены между секциями камеры сгорания. Компрессор выполнен центробежным с осевым входом и осевым выходом. Внутри газотурбинного двигателя установлен топливный бак. Внутри реактивного сопла установлен двигатель аварийной посадки. Изобретение направлено на улучшение маневренности летательного аппарата. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Группа изобретений относится к области авиации. Варианты аэролета характеризуются как содержащие силовую установку, фюзеляж и фрагменты крыла. Комплект фрагментов крыла содержит несущие и управляющие поверхности и средства установки на фюзеляже. Фрагмент крыла содержит силовой набор из лонжерона, стрингера и нервюр. Фюзеляж содержит силовой каркас из шпангоутов, лонжеронов, стрингеров и обшивки. Шпангоуты и лонжероны выполнены с отверстиями для крепления фрагментов крыла. Реверсивное устройство двигателя содержит шарнирно установленные в корпусе створки, закрывающие окна корпуса с решетками из направляющих газовый поток лопаток. Воздухозаборник аэролета с реактивным двигателем, интегрированным в хвостовую часть фюзеляжа, имеет вход каждого воздушного канала к двигателю с одной парой диаметрально противоположно расположенных на консолях пазов переменной глубины. Варианты системы управления содержат ручку управления с педалями управления на нижнем конце и рукояткой на верхнем, имеющей кнопки выпуска-уборки шасси, и кнопку электропривода переключения нижнего комплекта фрагментов. Способы создания подъемной силы, полета, управления в полете, взлета, посадки и работы реверса тяги характеризуются использованием воздушных и газовых потоков. Группа изобретений направлена на упрощение инфраструктуры обеспечения полетов и уменьшение объема техобслуживания. 24 н. и 23 з.п. ф-лы, 30 ил.

Изобретение относится к области авиации. Маневренный самолет содержит фюзеляж, крыло, два турбореактивных двигателя и газодинамическую систему управления, которая включает центральный газовод, имеющий одну пару сопел, предназначенных для создания потоков газа в одной плоскости, и другую пару сопел, предназначенных для создания потоков газа в другой поперечной плоскости, привод вращения, установленный на хвостовой части для вращения центрального газовода относительно продольной оси фюзеляжа. Хвостовая часть фюзеляжа образует промежуточный газовод с кольцевым основанием, на котором установлен центральный газовод с возможностью вращения. Каждый турбореактивный двигатель выполнен с газоводом между турбиной и соплом. Газоводы обоих турбореактивных двигателей снабжены соответствующими створками, расположенными симметрично относительно продольной оси фюзеляжа с возможностью отвода части газа после соответствующей турбины через промежуточный газовод в центральный газовод газодинамической системы управления. Изобретение направлено на решение задачи снижения веса и увеличения дальности полета при сохранении маневренности. 5 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области авиастроения и предназначено для защиты реактивных авиационных двигателей, находящихся в работе, от попадания внутрь них птиц во время движения самолета. Защищенный реактивный двигатель содержит две части с общим корпусом (22), одной из которых является двигатель, состоящий из вентилятора (1), компрессора низкого давления (2), компрессора высокого давления (3), камеры сгорания (4), турбины высокого давления (5), турбины низкого давления (6), сопла (7), вала компрессора и турбины высокого давления (8), вала компрессора и турбины низкого давления (9). Для предотвращения попадания в двигатель птицы защищенный реактивный двигатель снабжен второй частью - четырехступенчатой электрической ловушкой, расположенной перед двигателем и состоящей из трубчатых электродов с отводами (10-13), расположенных друг за другом по оси вращения компрессора и диэлектрических изоляторов (14-21), крепящих электроды к корпусу, причем между корпусом (22) и электродами (10-13) создается электрическая разность потенциалов напряжением 100000 В. Достигается предотвращение выхода из строя реактивного двигателя. 3 ил.

Изобретения относятся к ракетно-космической технике, в частности к ракетам-носителям на жидком топливе, а именно к отделяющейся части ракеты космического назначения на жидких компонентах топлива и к способу спуска ее в заданный район. Способ спуска отделяющейся части ракеты космического назначения на жидких компонентах топлива в заданный район падения основан на стабилизации отделяющейся части положением двигательной установкой вперед, ориентации и управляемом движении отделяющейся части. После отделения отделяющейся части маневр спуска в заданный район падения осуществляют за счет энергетики, заключенной в невыработанных остатках компонентов жидкого топлива на основе их газификации и подачи в газовую ракетную двигательную установку спуска. Управление движением центра масс и вокруг центра масс отделяющейся части осуществляют отклонениями камер газовой реактивной двигательной установки. Отделяющейся части на момент выключения газовой реактивной двигательной установки обеспечивают угловое положение в пространстве, соответствующее минимальному углу атаки при входе ее в плотные слои атмосферы, и закручивают отделяющуюся часть вокруг ее продольной оси. Отделяющаяся часть ракеты включает систему управления и навигации, систему газификации. На верхнем днище топливного отсека установлены четыре камеры, каждая из которых оснащена приводом. Система газификации имеет автономный газогенератор с мембранной системой подачи компонентов топлива, возбудители акустических колебаний, размещенные на штуцерах ввода теплоносителя в топливные баки. Достигается уменьшение площади района падения ракеты. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к авиатехнике. Способ создания подъемной силы для летательного аппарата вертикального взлета, в котором крыло выполняют полым в форме кольца, в центральной части которого через радиально-щелевое сопло создают поток воздуха, который нагнетают так, что он обеспечивает образование двух зон пониженного давления у верхней и нижней поверхностей внутренней полости крыла с возможностью регулирования разрежения клапанами. Воздух нагнетают в центральную полость крыла, которую разделяют винглетами на обоих стенках, с образованием равных сегментов. Воздух нагнетают через радиально-щелевое сопло, имеющее в разрезе форму конуса или сопла Лаваля. В каждом сегменте сверху и/или снизу крыла выполняют щели, ведущие в сегменты с возможностью перекрытия посредством клапанов. Направление и силу тяги регулируют посредством открытия/закрытия клапанов и регулирования скорости потоков через радиально-щелевое сопло. Изобретение направлено на усиление подъемной силы и резкости смены курса. 3 з.п. ф-лы, 10 ил.

Группа изобретений относится к авиации. Способ создания подъемной силы состоит в том, что применяют подъемно-несущие турбовентиляторы с газовым приводом от турбореактивных двигателей, а горизонтальный скоростной полет обеспечивают на основе турбореактивных или винтовых с воздушными движителями двигателей с продольным относительно летательного аппарата вектором тяги. Управление производят аэродинамическими рулями высоты и направления. Скоростной летательный аппарат-турболет содержит фюзеляж, турбореактивные двигатели, подъемно-несущие турбовентиляторы, выполненные с газовым приводом от турбореактивных двигателей и расположенные вдоль бортов или поверх фюзеляжа. Скоростной летательный аппарат повышенной грузоподъемности содержит комбинированный полетный комплекс, состоящий из аэродинамической подъемно-несущей плоскости, подъемно-несущих турбовентиляторов с изменяемым вектором тяги, турбореактивных двигателей или двигателей с воздушными движителями и газоструйных рулей. Турбовентиляторные двигатели выполнены с возможностью использования в качестве газогенераторов. Группа изобретений направлена на уменьшение лобового сопротивления, а также на разбег на сокращение пробега при взлете и посадке. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области аэродинамических испытаний. Способ включает создание опорной системы прямоугольных координат с установкой на равном расстоянии от начала координат на двух горизонтальных ее осях ОХ и OY по одной измерительной стойке, а третью измерительную стойку совмещают с вертикальной осью OZ. На поверхности летательного аппарата (или его модели) закрепляют модуль источника лазерного излучения, оптическая ось которого параллельна плоскости, касательной к поверхности летательного аппарата (или его модели), или развертка лазерного луча параллельна указанной плоскости. Летательный аппарат (или его модель) закрепляют в точке, лежащей на его поверхности, с обеспечением перемещения его центра масс по трем степеням свободы и фиксируют координаты следов лазерного луча или его развертки на измерительных стойках, а угловое положение летательного аппарата (или его модели) определяют по величине углов ( , , ). Достигается расширение ассортимента технических средств указанного назначения с добавлением технических возможностей. 2 ил.

Изобретение относится к области автоматического управления. При управлении двухдвигательным самолетом управляющие сигналы с поста управления летчика поступают на аэродинамические органы управления самолета и газодинамические органы, представляющие собой регулируемые сопла, которые обеспечивают отклонение вектора тяги. Управляющие сигналы разделяют на два тракта: тракт дистанционного управления аэродинамическими органами и тракт отклонения вектора тяги, и подают в вычислительную систему, разделенную на две функциональные вычислительные подсистемы: основную и дополняющую. Дополняющую вычислительную подсистему включают в работу при малых скоростях полета и больших углах атаки. Система управления содержит цифровую вычислительную систему, состоящую из четырех функционально независимых блоков: двух вычислительных подсистем, основной и дополняющей, вычислителя высотно-скоростных параметров и блока управления приводов газодинамических органов, соединенных между собой каналами цифровой связи для обмена информацией по параметрам полета. Достигается улучшение маневренных характеристик самолета при повышении безопасности полета и устойчивости самолета за счет многоосевого регулирования вектора тяги. 2 н. и 23 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области авиации. Самолет с изменяемым направлением вектора тяги содержит фюзеляж, крыло и газотурбинную установку, включающую турбореактивный двигатель, имеющий регулируемое реактивное сопло с изменяемым направлением вектора тяги, которое расположено в хвостовой части фюзеляжа. Сопло снабжено основанием, двумя створками, каждая из которых выполнена с направляющими лопатками, которые установлены с возможностью изменения направления потока газа из реактивного сопла, приводом вращения основания относительно реактивного сопла и рычажно-ползунным механизмом поворота створок относительно основания. Изобретение направлено на повышение маневренности. 2 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к области авиации. Система антиштопорного управления самолетом включает блок определения текущих углов атаки самолета, блок задания критических углов атаки самолета, блок сравнения текущих углов атаки с критическими значениями, а также средства формирования управляющего воздействия. Система снабжена укрепленными на фюзеляже самолета импульсными реактивными двигателями. Средства включают блок определения аэродинамических и демпфирующих ускорений, блок определения величин основных и корректирующих импульсов силы в поперечном направлении движения самолета, формирователь сигнала включения импульсных реактивных двигателей и исполнительные механизмы импульсных реактивных двигателей. Способ управления самолетом характеризуется использованием системы антиштопорного управления. Изобретения направлены на повышение безопасности пилотирования самолета. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к авиационно-космической технике, а именно к конструкции несущего блока летательного аппарата. Несущий блок летательного аппарата (1-й вариант) включает реактивный или гибридный реактивно-ракетный двигатель, снабженный щелевым соплом, крыло, расположенное за щелевым соплом в зоне действия газового потока, обтекающего панели крыла, и навешенное на гондолу двигателя посредством горизонтальных шарниров с возможностью менять угол атаки крыла относительно направления газового потока, для создания управляемой подъемной силы несущего блока. Несущий блок летательного аппарата (2-й вариант) включает гибридный двигатель и крыло, причем двигатель снабжен четырьмя противоположно направленными щелевыми соплами и установлен внутри разрезанного на четыре сегмента кольцевого крыла, с возможностью менять угол атаки сегментов относительно направления газового потока для создания подъемной силы, перемещающей аппарат исключительно в вертикальном направлении. Несущий блок снабжен двумя системами питания, обеспечивающими работу двигателя на керосине и кислороде, а также на ракетном топливе с окислителем для полета в безвоздушном пространстве. Достигается создание дополнительной подъемной силы летательного аппарата, находящегося в условиях разреженной атмосферы или в безвоздушном пространстве. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Группа изобретений относится к области авиации. Способы создания подъемной силы, взлета, полета и посадки характеризуются разделением воздушного потока с возможностью получения противоположно направленных частей реактивной тяги при обдуве несущих плоскостей. Самолет содержит фюзеляж, силовую установку, средство отбора воздушного потока и предкромочный распределитель крыла для воздушного потока. Фюзеляж содержит систему магистралей подвода воздушного потока от компрессора ТРД к предкромочному распределителю крыла для воздушного потока. Крыло содержит предкромочный распределитель для воздушного потока. Крыло в другом варианте выполнено со щелями на верхней поверхности, которые соединены каналами со щелями воздухозаборника. Способ управления взлетом, полетом и посадкой самолета характеризуется использованием системы управления аэростатической подъемной силой. Система управления самолета содержит подсистему управления аэродинамической подъемной силой и подсистему управления аэростатической подъемной силой. Реверс тяги содержит систему управления створками и решетками, которые выполнены с возможностью разделения реактивной тяги на части. Способ работы реверса тяги характеризуется использованием системы управления створками и решетками. Система шасси содержит трехстоечное шасси с пневматиками низкого давления. Система газоразделения и газораспределения содержит магистрали, соединенные с ресивером воздухозаборника, компрессора для обтекания крыла. Изобретения направлены на уменьшение зависимости полета от погодных условий. 17 н. и 26 з.п. ф-лы, 27 ил.

Изобретение относится к области авиации. Самолет с реактивными крыльями содержит фюзеляж, три пары полукрыльев, два реактивных двигателя, установленных на пилонах в задней части фюзеляжа, вертикальный и горизонтальные стабилизаторы с рулями направления и высоты, посадочное шасси, механизмы управления. Полукрылья, одинаковые по конструкции, закреплены по бокам фюзеляжа. Каждое полукрыло выполнено в форме прямоугольного короба, имеющего продольные и поперечные внутренние перегородки, которые делят внутренний объем полукрыла на отдельные изолированные друг от друга воздухопроводы, каждый из которых имеет воздухозаборник, поворотную часть и выходной вертикальный канал. Верхняя часть каждого полукрыла отклонена назад в сторону хвостового оперения таким образом, что передняя кромка прямоугольного короба образует с вертикальной плоскостью угол в 45 градусов. В верхней части полукрылья имеют горизонтальные стабилизаторы, на средних из которых установлены элероны. Данное техническое решение позволяет распределить подъемную силу по длине фюзеляжа и увеличить устойчивость самолета в полете. 8 ил.

Изобретение относится к авиации и, в частности, касается создания механизированного корпуса поточно-принудительного воздушно-реактивного двигателя. Механизированный корпус поточно-принудительного воздушно-реактивного двигателя имеет сечение, которое выполнено квадратным с целью установки поворотных заслонок на шарнирах с длинными стержнями. Сечение его реактивного сопла также выполнено квадратным и в нем установлены поворотные пластины на разных уровнях в горизонтальной плоскости, которые перекрывают реактивную тягу в момент взлета и посадки самолета для осуществления наддува через воздуховод в воздушную подушку под нижнюю плоскость плоского фюзеляжа, а при посадке - для осуществления направления вектора тяги навстречу направлению полета с целью торможения посадочной скорости. Изобретение позволяет повысить эксплуатационные качества самолета посредством эффективного управления самолетом при взлете, посадке и крейсерском полете. 4 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам. Воздушное судно содержит корпус, кабину пилота в носовой части, турбореактивные двигатели. Корпус выполнен с округленным верхом и днищем лодочного профиля с посадочными элементами на амортизационных стойках и оборудован люками. Турбореактивные двигатели оснащены управляемым соплом для изменения угла наклона газовой струи и при этом установлены по бокам корпуса судна на пилонах, смонтированных выше продольной оси корпуса и на поверхности хвостовой его части. Пилотирование и маневры воздушного судна осуществляются путем изменения угла наклона сопла турбореактивных двигателей и их тяговой мощи. Корпус летательного аппарата может иметь салон для пассажиров и отсек для груза. При этом хвостовая часть корпуса летательного аппарата оборудована люками и механизмами для парашютирования съемных топливных баков или грузов, например, в сложной ситуации в полете. Техническим результатом заявленного изобретения является упрощение схемы компоновки. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к средствам передвижения по воздуху. Летательный аппарат включает один или более скрепленных между собой надувных элементов 1 и блок 6 подачи газа, выход которого связан с соплами 3. Хотя бы одно сопло образовано внешними поверхностями надувных элементов или оболочек, охватывающих совокупности надувных элементов, и выполнено сужающимся в направлении от входной к выходной части или в виде комбинации вначале сужающейся, а затем расширяющейся частей. Технический результат - снижение расхода газа для создания требуемой подъемной силы. 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретения относятся к летательным аппаратам, транспортируемым другими летательными аппаратами. Ракета содержит первую ступень, имеющую первое средство создания тяги и устройство управления первым средством при движении по траектории, вторую ступень, имеющую средство создания тяги, средство крепления первой ступени к самолету, предназначенное для отделения ракеты от самолета в полете, и космический аппарат. Средство создания тяги первой ступени выполнено с возможностью управления вектором тяги с ограничением по величине скоростного напора. Средство создания тяги второй ступени выполнено с возможностью терминального управления величиной импульса тяги, позволяющей получить минимальное отклонение от заданной траектории в момент выключения двигателя. Средство создания тяги первой ступени выполнено в виде ракетного двигателя твердого топлива, имеющего сопло и привод отклонения сопла для управления вектором тяги. Самолет предназначен для запуска по траектории ракеты с космическим аппаратом в полете. Авиационно-космический комплекс предназначен для запуска по траектории полезной нагрузки и содержит ракету, самолет и средство крепления первой ступени ракеты к самолету, предназначенное для отделения ракеты от самолета в полете. Способ запуска по траектории космического аппарата включает выведение ракеты с космическим аппаратом посредством самолета в восходящий узел траектории ракеты; отделение ракеты от самолета, движение ракеты по траектории при управлении вектором тяги. Технический результат - уменьшение неблагоприятных последствий от потерь, связанных с аэродинамическим сопротивлением, потерями энергии из-за действия гравитационных сил. 4 н. и 22 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к комплексам бортового оборудования, обеспечивающим навигацию, управление и наведение двухместных многофункциональных самолетов тактического назначения, а также применение средств активного и пассивного противодействия. По бортовому каналу информационного обмена взаимосоединены входами-выходами индикационная информационно-управляющая система летчика, индикационная информационно-управляющая система оператора, комплекс навигационно-пилотажных средств, комплекс обзорно-прицельных средств, система управления средствами противодействия и бортовая вычислительная система. Последняя включает в себя взаимосоединенные по магистрали вычислительного информационного обмена вычислительно-логические модули объединенной базы данных, формирования навигационно-пилотажных параметров, ввода-вывода и управления информационным обменом, формирования прицельно-пилотажных параметров, формирования отображаемой информации, взаимной коррекции навигационных и прицельных параметров, взаимного синтеза навигационных и прицельных параметров, формирования допустимых параметров состояния самолета и одновременного координированного применения средств противодействия. Изобретение расширяет функциональные возможности прицельно-навигационного комплекса бортового оборудования и повышает эффективность применения двухместных многофункциональных самолетов тактического назначения, снабженных данным прицельно-навигационным комплексом. 1 ил.

Изобретение относится к силовым установкам, работающим на потоках газов. Устройство содержит в корпусе вертикальный ускоритель потока воздуха, поступающего снизу вверх, состоящий из двух сужающихся сопел на одной оси, герметично соединенных между собой. Каждое сопло жестко или с возможностью осевого перемещения введено коаксиально в следующее по ходу движения воздуха сопло с образованием между соплами полости, в которой размещены впускные клапаны на ее стенке и средства энерговозбуждения воздуха. Во всех полостях размещены датчики давления. В верхней части корпуса воздушный поток, поступающий из ускорителя, разветвляется и направляется по воздуховодам к выходным вертикальным соплам, расположенным под углом 180° к вертикали, а также к горизонтальным соплам. Для управления потоками воздуха из ускорителя предусмотрены датчики скорости движения устройства в трех направлениях и датчики скорости потока на выходе из всех сопел. Имеются исполнительные механизмы привода створок в воздуховодах и блок управления работой устройства. Технический результат - расширение арсенала средств обеспечения движения летательного аппарата. 2 ил.

Изобретение относится к бортовому радиоэлектронному оборудованию самолетов, обеспечивающему навигацию и наведение, а также применение средств противодействия. Прицельно-навигационный комплекс содержит взаимосоединенные входами-выходами по каналу информационного обмена комплект многофункциональных индикаторов, индикатор на лобовом стекле, телевизионную камеру закабинного обзора, органы оперативного управления, комплект обзорно-прицельных средств, комплект навигационно-пилотажных средств, переносной носитель исходных данных, систему управления средствами противодействия и вычислительную систему. Последняя включает в себя взаимосоединенные входами-выходами по магистрали вычислительного информационного обмена вычислительно-логические модули объединенной базы данных, формирования навигационно-пилотажных параметров, формирования прицельно-пилотажных параметров, формирования отображаемой информации, ввода-вывода и управления информационным обменом. Дополнительно в состав вычислительной системы введены вычислительно-логические модули виртуального управления оборудованием, инерциально-спутникового режима формирования относительных координат местоположения самолета, выставки по курсу на подвижном и колеблющемся основании, оптимального использования ресурсов, взаимосоединенные между собой и с ранее упомянутыми вычислительно-логическими модулями. Изобретение расширяет функциональные возможности комплекса и повышает боевую эффективность боевых и учебно-боевых одноместных и двухместных многофункциональных самолетов авианосного и наземного базирования. 1 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к аппаратуре бортового радиоэлектронного оборудования, обеспечивающей навигацию и наведение самолета, а также применение средств противодействия. Комплекс содержит взаимосоединенные входами-выходами по каналу информационного обмена комплект многофункциональных индикаторов, индикатор на лобовом стекле, телевизионную камеру закабинного обзора, органы оперативного управления, комплект обзорно-прицельных средств, комплект навигационно-пилотажных средств, переносной носитель исходных данных, систему управления средствами противодействия и вычислительную систему. Последняя включает в себя взаимосоединенные входами-выходами по магистрали вычислительного информационного обмена вычислительно-логические модули объединенной базы данных, формирования навигационно-пилотажных параметров, формирования прицельно-пилотажных параметров, формирования отображаемой информации, ввода-вывода и управления информационным обменом, синтезирования параметров движения относительно воздушной среды, синтезирования параметров целеуказания, управления ситуациями боевой обстановки и управления учебно-тренировочными ситуациями. Данный комплекс обладает расширенными функциональными возможностями, позволяет повысить эффективность использования многофункциональных самолетов. 1 ил.

Способ посадки самолета на палубу авианесущего корабля относится к морской авиации и используется для самолетов, оснащенных двигателем с поворотным соплом. Способ посадки на палубу авианесущего корабля состоит в том, что снижают высоту и скорость полета самолета без выравнивания траектории. Выводят двигатель на максимальный режим в момент касания палубы. Зацепляют самолет за трос аэрофинишера. При этом при подлете к кораблю включают режим управления поворотным соплом. Отклоняют сопло вверх на угол в интервале 5-14° в момент касания самолета палубы корабля. Возвращают сопло в нейтральное положение после торможения самолета. При незацепе за трос аэрофинишера сопло оставляют в отклоненном вверх положении для создания угла атаки при взлете самолета. Технический результат в уменьшении скорости движения самолета по палубе, обеспечении снижения перегрузок, воздействующих на летчика и аэрофинишер, уменьшении воздействия газового потока двигателя на термостойкое покрытие палубы. 1 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к области морской авиации, в частности к способам подготовки самолета к взлету со стартовой позиции авианесущего корабля. Способ подготовки самолета к взлету со стартовой позиции авианесущего корабля состоит в стопорении самолета на стартовой площадке, установлении газоотражательного щита под углом 50-70 градусов относительно поверхности палубы, в выводе двигателя на режим "полный форсаж", контроле готовности к взлету, передаче сообщения о готовности к старту, снятии стопора. При этом на самолете, оснащенном двигателями с поворотным соплом, после его стопорения включают режим управления поворотным соплом. Отклоняют сопло вверх на угол 14-18 градусов. На режиме "полный форсаж" выдерживают его 0,7-1 секунду, затем за 6-10 секунд уменьшают угол до 6-9 градусов. Выдерживают в этом положении 6-8 секунд. В момент снятия стопора самолета возвращают сопло в нейтральное положение. Технический результат заключается в отражении газовой струи двигателя от газоотражательного щита, уменьшении обратного потока газов, засасываемых воздухозаборником и приводящих к неустойчивой работе двигателя. 2 ил.