Воздухоплавание; авиация; космонавтика – B64

Изобретение относится к космической медицине, в частности к способам моделирования эффектов пониженной гравитации в экспериментальных исследованиях. Способ включает перевод человека на период дневного бодрствования в ортостатическое положение с положительным углом наклона тела относительно горизонтальной оси. Этот угол равен процентному отношению заданного уровня гравитации к земному уровню гравитации, соответствующему углу ортостатического положения плюс (+) 90 градусов. На период ночного отдыха человека переводят в горизонтальное положение. Способ позволяет проводить длительные (более одного месяца) комплексные исследования при моделировании физиологических сдвигов в соответствии с рассчитанными коэффициентами для пониженного, по сравнению с земным, уровня гравитации на поверхностях других планет, например Луны или Марса. 1 з.п. ф-лы.

Вращающийся входной обтекатель турбомашины для летательного аппарата имеет ось вращения. Обтекатель содержит передний конус, определяющий переднюю концевую часть входного обтекателя. Указанная передняя концевая часть расположена эксцентрично относительно указанной оси вращения входного обтекателя. Указанный передний конус является усеченным поверхностью сечения, определяющей указанную переднюю концевую часть входного обтекателя. Предпочтительно указанный передний конус выполнен наклонным, причем его ось наклонена относительно оси вращения входного обтекателя. Достигается эффективное удаление льда с входного обтекателя для турбомашины за счёт центробежных сил. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Турбовинтовая силовая установка разнесенной винтовой схемы с переключающимися реактивными и винтовыми типами тяг воздушного летательного аппарата. Пересечение совмещенной зоной воздушных винтов с взаимным вхождением лопастей в межлопастное пространство друг друга реактивной струи с одновременным нахождением остальных лопастей винтов в окружающем воздушном пространстве. Получение крутящего момента винтами от реактивной струи одной частью позволяет одновременно другой части создавать винтовую силу тяги с образованием воздушного потока одного направления вместе с ослабленной реактивной струей, чем увеличивается мощность в обмен на скоротечность. Вывод из реактивной струи воздушных винтов восстанавливает реактивный принцип движения. Боковой способ совместного получения крутящего момента в зоне частично совмещенных винтов позволит другим свободным частям реализовывать силу тяги без взаимного негативного влияния друг на друга. Достигается уменьшение затрат на охлаждение, повышается безопасность и эффективность. 21 ил.

Изобретение относится к механизму навески элемента механизации крыла на основной части крыла. Устройство уборки и выпуска элемента механизации крыла летательного аппарата включает в себя два механизма навески, расположенных сбоку друг от друга в направлении размаха крыла, и устройство привода для перемещения элемента механизации крыла относительно основной части крыла. Механизм навески содержит первое звено, соединенное с основной частью крыла первым шарниром с образованием первой оси вращения, второе звено, третье звено, соединенное со вторым звеном вторым шарниром с образованием второй оси вращения и соединенное с элементом механизации крыла четвертым шарниром, тягу. Тяга соединена первым шаровым шарниром со вторым звеном и вторым шаровым шарниром с элементом механизации крыла. Первое звено и второе звено соединены друг с другом средним шарниром с образованием третьей оси вращения. Первая, вторая и третья оси вращения при любом положении элемента механизации крыла проходят через общий полюс. Достигается минимизация внутренних усилий и механических напряжений. 2 н. и 15 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к системам и способам электромагнитной съемки местности. Система бортовой геофизической электромагнитной съемки включает воздушное судно с неподвижным крылом, узел катушки приемника, систему лебедки, имеющую буксирный трос, прикрепленный к узлу катушки приемника для перевода узла катушки приемника в положение для съемки и систему защелок для установки на нижнюю сторону воздушного судна, имеющую раскрываемые запорные элементы для зацепления узла катушки приемника, когда узел катушки приемника находится во втянутом положении. Узел катушки приемника состоит из трубчатой рамы, формирующей непрерывный внутренний канал, который проходит вокруг центральной открытой области, при этом катушка приемника расположена во внутреннем канале. Система геофизической съемки также включает оборудование для обработки сигналов от катушки приемника, представляющих электромагнитные поля, созданные местностью, на которой ведется съемка, как реакция на электрические события, встречающиеся в естественных условиях. Повышается эффективность геофизической электромагнитной съемки местности с самолета. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам управления летательными аппаратами. Электронная система (1) управления полетом летательного аппарата (100), выполненного с возможностью висения и имеющего, по меньшей мере, один винт (102; 104), выполнена с возможностью работать в ручном режиме управления полетом и в двух автоматических режимах управления полетом, соответствующих режимам полета летательного аппарата. В ручном режиме система (1) управления полетом управляет скоростью вращения винта в ответ на прямые команды от пилота. В автоматических режимах работы система (1) управления полетом автоматически управляет скоростью вращения винта на основе условий полета. Система (1) управления полетом выполнена с возможностью запоминать для каждого автоматического режима управления полетом соответствующую таблицу полета, связывающую различные значения скорости вращения винта с различными значениями, по меньшей мере, одного показателя полета и автоматически управлять скоростью вращения винта в автоматических режимах управления полетом на основе соответствующих таблиц полета. Обеспечивается безопасное автоматическое управление скоростью вращения одного или более винтов летательного аппарата. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Вертолет-самолет представляет собой конвертоплан дупланной аэродинамической схемы с разновеликими крыльями, имеющими большее второе крыло, смонтированное выше первого цельноповоротного меньшего крыла. Вертолет-самолет выполнен с возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета шестивинтовой несущей схемы, включающей четыре передних меньших и два задних больших поворотных винта, в самолет с шести- или четырехвинтовой движительной системой, так и обратно. При падении зарядки аккумуляторной батареи управление автоматически в каждой гибридной мотогондоле отключит выходной муфтой сцепления задний винт от его поворотного вала, установит его лопасти во флюгерное положение и включит турбовинтовой двигатель, который будет вращать электромотор-генератор, обеспечивающий подзарядку аккумуляторов в полетной конфигурации четырехвинтового самолета. Увеличение генерирующей мощности для электропитания может обеспечиваться также и в каждой гибридной мотогондоле, электромотор-генератор которой, работая при крейсерском полете в режиме электроветрогенератора, получает вращение от заднего тянущего винта, ось вращения которого отклонена от вертикали назад в направлении полета, что предопределяет авторотацию при косой его обдувке. Достигается повышение дальности полета, топливной эффективности, весовой отдачи. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к приводному узлу для шасси воздушного судна. Шасси воздушного судна содержит первое и второе колесо на общей оси колес. Приводной узел выполнен с возможностью присоединения к первому и второму колесам с возможностью приведения их в движение так, что направление продольного прохождения приводного узла лежит в плоскости, ортогональной общей оси колес. Приводной узел также содержит первый двигатель, выполненный с возможностью присоединения к первому колесу через первую структуру зубчатой передачи с возможностью приведения его в движение, и второй двигатель, выполненный с возможностью присоединения ко второму колесу через вторую структуру зубчатой передачи, с возможностью приведения его в движение. При этом первый и второй двигатели расположены в тандеме вдоль направления продольного прохождения приводного узла. Приводной узел может содержать двигатель и дифференциальную передачу, первую и вторую шестерни. Двигатель выполнен с возможностью присоединения к первому и второму колесам через дифференциальную передачу с возможностью приведения их в движение. Первая шестерня выходной ступени выполнена с возможностью зацепления с осевой шестерней первого колеса, которая присоединена к первому колесу, для приведения в движение первого колеса. Вторая шестерня выходной ступени выполнена с возможностью зацепления с осевой шестерней второго колеса, которая присоединена ко второму колесу, для приведения в движение второго колеса. Первая и вторая шестерни выходной ступени совмещены на общей оси выходной ступени, которая ортогональна направлению продольного прохождения приводного узла. Достигается обеспечение необходимой энергии для руления большого коммерческого воздушного судна с минимальными требованиями к пространству на общей конструкции шасси. 3 н. и 27 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области формирования подъемной силы в воздушной среде. Способ формирования подъемной силы для подъема и перемещения груза в воздушной среде включает расположение двух основных дисков на двух сторонах транспортного корпуса с возможностью вертикального разворота. Над каждым основным диском располагают спиралевидные последовательности ребер одной ориентации для формирования пониженного давления путем вращения дополнительного диска. Предусмотрено отверстие для расположения и фиксации на устройстве разворота привода для выполнения вращения дополнительного диска. На устройстве разворота соосно с основным диском закрепляют шайбу жесткости. На шайбе фиксируют зубчатую передачу, связанную с редуктором привода, и несколько пар ограничительных роликов. Между ограничительными роликами каждой пары располагают внутреннее П-образное ребро жесткости с зубчатой поверхностью колеса наземного перемещения. Зубчатую передачу связывают с зубчатой поверхностью П-образного ребра жесткости колеса наземного перемещения для его вращения. Изобретение направлено на минимизацию габаритных размеров. 9 ил.

Дозвуковой пассажирский самолет содержит низко расположенное механизированное стреловидное крыло с удлинением 11,5. Стреловидность крыла по линии четверти хорд выполнена в диапазоне от =25° до =30°. Установочные углы стапельной крутки сверхкритических опорных профилей крыла выполнены изменяющимися по размаху консоли. Каждая консоль крыла установлена под углом поперечного V. Мотогондолы турбореактивных двигателей на пилонах установлены под консолями крыла. По полету ось правого турбореактивного двигателя и его мотогондола (14) расположены относительно плоскости симметрии самолета под положительным углом, ось левого турбореактивного двигателя и его мотогондола (14) расположена относительно плоскости симметрии самолета под отрицательным углом. В вертикальной плоскости симметрии обе мотогондолы - под положительным углом. Наружная поверхность фюзеляжа в средней части выполнена овалообразной. Изобретение направлено на улучшение летно-технических характеристик. 9 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области машиностроения. Шариковый замок содержит рабочую поверхность, выполненную в виде конической поверхности. На штоке выполнены посадочный буртик и посадочный фланец. На втулке выполнен стыковочный фланец с посадочным отверстием и заходной фаской, стыковочный фланец снабжен адаптером для установки второго объекта. Во втулке неподвижно установлен вкладыш, рабочая поверхность которого выполнена в виде конической поверхности, угол наклона рабочей поверхности втулки больше угла наклона рабочей поверхности штока на 1÷12°. Втулка снабжена рукояткой с головкой захвата. В запорном кольце выполнены радиальные отверстия, в которых установлены запорные шарики. Наружная посадочная поверхность запорного кольца взаимодействует с внутренней посадочной поверхностью рукоятки втулки. Ограничитель перемещения выполнен в виде не менее двух выступающих над поверхностью запорного кольца элементов. Запорное кольцо снабжено рукояткой с радиальными отверстиями, охватывающими ограничители перемещения. Рукоятка с зазором охватывает втулку, на рукоятке выполнена головка захвата. Достигается соединение и разделение двух объектов сжатием кисти руки. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к оборудованию летательного аппарата. Пассажирский самолет содержит двухконтурную систему управления общесамолетным оборудованием и самолетными системами, включающую основные и резервные блоки вычислителей-концентраторов, блоки преобразования сигналов, блоки коммутации и защиты постоянного и переменного электрического тока, взаимодействующие с общесамолетным оборудованием и самолетными системами по каналам информационного обмена. В каждом из блоков установлены попарно идентичные основные каналы (А) и резервные каналы (Б), снабженные средствами контроля работоспособности, обнаружения и отключения неисправного канала и подключения исправного канала. В системе управления реализовано четырехкратное резервирование выполнения основных функций. Изобретение направлено на обеспечение высокой надежности и безопасности полета. 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

Патрон содержит гильзу с метательным зарядом и скрепленную с ней разрушаемой при выстреле связью гранату, включающую полый корпус с ведущим пояском, сбрасываемой при срабатывании гранаты передней крышкой и донным пиротехническим замедлителем, примыкающим к метательному заряду, и размещенные в полости корпуса пороховой заряд, примыкающий к пиротехническому замедлителю, полезное снаряжение и парашют, скрепленный с полезным снаряжением и размещенный между ним и передней сбрасываемой крышкой. По периметру купола парашюта закреплены равномерно распределенные грузы, образованные сферическими бусинами, выполненными из металла, надетыми на стропы и закрепленными на них у полотна купола парашюта. Повышается надежность раскрытия парашюта патрона. 2 ил.

Изобретение относится к многоразовым космическим системам и касается аэрокосмической системы горизонтального взлета продольной компановки. Двухступенчатая аэрокосмическая система содержит первую и вторую ступень с крыльями, воздушно-реактивные двигатели на первой ступени. Первая и вторая ступени соединены последовательно. Фюзеляж второй ступени находится в миделе первой ступени. Крыло на первой ступени или на обеих ступенях изменяемой стреловидности. На первой и второй ступенях может быть расположено заднее горизонтальное оперение (ЗГО). Причем оперение второй ступени работает как «утка», когда центр масс находится позади него, и как заднее, когда центр масс становится впереди него, и занимает положение с оптимальным углом атаки, когда центр масс совпадает с ним. Все ЗГО и крылья имеют положительный угол атаки и создают подъемную силу. Достигается возможность аэродинамического управления всей системой на взлете, управление порознь обеими ступенями при посадке на землю, увеличение процента выводимой на орбиту массы от стартовой массы всей системы. 3 н. и 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам заправки летательных аппаратов. Топливозаправщик содержит трубопровод, оборудованный средствами соединения с топливным баком, средства определения значения по меньшей мере одного параметра потока, проходящего через средства соединения, передатчик сигнала, характеризующего значение параметра, электронный блок, выполненный с возможностью приема сигнала и с возможностью управления по меньшей мере одним устройством регулирования и/или контроля потока в зависимости от сигнала, принятого от приемника. Средства определения значения расположены на уровне или вблизи средств соединения с топливным баком. Достигается повышение надежности работы топливозаправщика. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к системе хранения криогенной жидкости, в частности, для двигательной установки космического аппарата. Система содержит по меньшей мере один резервуар (1А) для жидкости и внешнюю оболочку (1В), отделенную от резервуара (1А) вакуумным пространством. В этом пространстве размещен многослойный сверхизолятор (20). Предусмотрено устройство (14) для управления подачей топлива, выполненное из материала с высокой теплопроводностью и охлаждаемое криорефрижератором (11). Данное устройство служит для локализации жидкости внутри резервуара (1А) при нахождении в условиях микрогравитации. Заливной трубопровод (21) расположен в нижней (при нахождении на Земле) части резервуара (1А) и окружен двойной стенкой вакуумной изоляции. Спускной трубопровод (22А), соединяющий резервуар (1А) с внешней оболочкой (1В), имеет длину внутренней части не менее половины диаметра резервуара (1А). Технический результат изобретения состоит в повышении конструкционного совершенства резервуаров с гидроарматурой и безопасности обслуживающего персонала. 17 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к узлу соединения двух соединяемых встык компонентов и касается аэродинамических поверхностей воздушного судна. Узел соединения содержит первый и второй соединяемые встык компоненты и регулируемый узел накладки, перекрывающий соединяемые встык компоненты. Узел накладки включает первую часть накладки, присоединенную к одному из компонентов, и вторую часть накладки, присоединенную к другому компоненту. Первая и вторая части накладки имеют наклонные поверхности сопряжения для регулировки положения второй части накладки относительно первой части таким образом, чтобы регулировать положение второй части накладки относительно первой части в направлении наклона. Первый и второй компоненты имеют соответствующие наружные и внутренние поверхности. Наружные поверхности первого и второго компонентов расположены заподлицо и образуют аэродинамическую поверхность. Регулируемый узел накладки присоединен к внутренним поверхностям первого и второго компонентов. Достигается обеспечение гладкой аэродинамической поверхности за счет точной регулировки относительного положения накладок, составляющих регулируемый узел. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям винтов летательных аппаратов. Лопасть несущего винта летательного аппарата включает открытую снизу полусферу, снабженную окнами, вокруг которой расположены охватывающие ее каналы. Часть каналов объединена с соответствующими окнами. Полусфера имеет вынесенные вниз боковые щеки и внутренний карман, расположенный в ее передней левой части. В полусфере может быть установлена турбина. Достигается уменьшение длины лопасти. 3 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к средствам обеспечения деятельности космонавтов в условиях невесомости. Устройство фиксации предметов в невесомости содержит фиксатор в виде проволоки (из материала, обладающего свойством остаточной пластической деформации) в неметаллической оболочке, кольца на концах фиксатора диаметром, соизмеримым с размерами пальцев наддутой перчатки скафандра, рычаг с щелевым отверстием диаметром, соизмеримым с диаметром фиксатора. Изобретение позволяет повысить безопасность фиксации предметов космонавтом в условиях открытого космоса. 3 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к средствам обеспечения деятельности космонавтов в условиях невесомости. Фиксатор предметов в невесомости содержит проволоку (из материала, обладающего свойством остаточной пластической деформации) в неметаллической оболочке, кольца на концах фиксатора диаметром, соизмеримым с размерами пальцев наддутой перчатки скафандра. Изобретение позволяет повысить безопасность фиксации предметов космонавтом в условиях открытого космоса. 3 ил.

Изобретение относится к конструкциям, предназначенным для снижения скорости спускаемых космических объектов в атмосфере. Развертываемое тормозное устройство состоит из жесткого лобового экрана, к которому крепится гибкая оболочка, покрытая с внешней стороны гибким теплозащитным чехлом. Внутри гибкой оболочки размещены герметичные эластичные торовые оболочки. На внутренней поверхности жесткого лобового экрана размещены газовые баллоны системы наддува торовых оболочек. Стенки герметичных торовых оболочек имеют внешний герметичный слой и внутренний эластичный слой, который после развертывания и наддува оболочек затвердевает под действием компонентов газовой смеси наддува. Изобретение направлено на повышение динамической устойчивости и надежности. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к средствам обеспечения деятельности и безопасности космонавтов в процессе работы в открытом космосе. Страховочное устройство для условий невесомости содержит страховочный фал (СФ), гильзы с резьбой на наружной поверхности, пальцы, пружина растяжения (ПР), накидные гайки, чехол из мягкого материала, обоймы. Гильзы введены в фал, перпендикулярно осям гильз установлены пальцы, СФ помещен внутри ПР, чехол надет на пружину и накидные гайки. Рабочая часть СФ, ПР и чехла равна по длине в растянутом состоянии. Изобретение позволяет повысить безопасность деятельности космонавта в открытом космосе. 1 ил.

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 космической технике, а именно к средствам обеспечения деятельности космонавтов в условиях невесомости. Устройство фиксации предметов в невесомости содержит фиксатор в виде проволоки (из материала, обладающим свойством остаточной пластической деформации) в неметаллической оболочке, рычаг (с возможностью вращения и поступательного движения относительно фиксатора) с щелевым отверстием шириной, соизмеримой с диаметром фиксатора. Изобретение позволяет повысить безопасность фиксации предметов космонавтом в условиях открытого космоса. 3 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к узлу разделения отсеков летательного аппарата. Узел разделения отсеков летательного аппарата содержит основной отсек, отталкиваемый отсек, корпус, пиропатрон, болт, раздвигающийся фиксатор и поддерживающий его сдвигаемый поршень. Корпус закреплен на основном отсеке. Болт соединяет основной и отталкиваемый отсеки. Раздвигающийся фиксатор выполнен в виде разрезанного на три независимых сегмента стопорного кольца. На болте выполнена канавка, в которой размещены сегменты. Сегменты удерживаются в канавке болта сдвигаемым поршнем. Поршень расположен в корпусе. Болт удерживается сегментами в корпусе через сдвигаемый поршень. Достигается упрощение конструкции узла разделения отсеков летательного аппарата. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Воздушное судно содержит поперечную балку пола (14), опору (12; 18), несущую поперечную балку, и подшипник, включающий гибкий материал и соединяющий поперечную балку с опорой. Изобретение направлено на улучшение поддержки пола для снижения риска заедания и разрушения поперечной балки и ее опор, а также уменьшения шума. 10 з.п. ф-лы, 8 ил.

Группа изобретений относится к парашютным системам летательных аппаратов. Система парашютирования содержит купол/купола основного парашюта, вытяжной парашют и капсулу, в которой расположены купол/купола основного парашюта и тормозной парашют. Фал вытяжного парашюта имеет крепление к грузу. В отсеке или в капсуле имеется тормозной парашют. Способ работы системы парашютирования заключается в том, что производятся отстрел и наполнение вытяжного парашюта. Затем происходит отсоединение крепления фала вытяжного парашюта, что приводит к вытягиванию вытяжным парашютом тормозного парашюта и капсулы основного парашюта с раскрытием последнего до зарифленного состояния. Далее осуществляется полное раскрытие основного парашюта и после приземления происходит или производится вручную отцепка всех парашютов системы. Группа изобретений направлена на более плавное введение в действие парашютной системы. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к космонавтике, а именно к способам имитации полета космических аппаратов (КА). Подготавливают аппаратные средства, моделируют орбитальное движение КА по предварительно заданному алгоритму и/или при приеме управляющих команд в режиме реального времени, моделируют движение небесной сферы в поле зрения каждого звёздного датчика по параметрам текущей ориентации КА с учетом динамики его движения, внешней среды, положения Солнца и Луны в инерциальной системе координат, моделируют появление нештатных ситуаций в работе бортовой аппаратуры ориентации и навигации КА, осуществляют контроль реакции системы управления ориентацией и навигацией при нештатных ситуациях, имитируют солнечное излучение для астроориентации и создания боковой помехи в инфракрасном и видимом диапазонах, имитируют сигналы спутников ГЛОНАСС и/или GPS с учетом параметров орбитального движения КА, моделируют орбитальное движение КА по трем осям вращения. Изобретение позволяет повысить многофункциональность КА. 1 з.п. ф-лы, 1 ил., 2 табл.

Группа изобретений относится к областям техники, предусматривающим использование аэродинамических поверхностей. Способ увеличения подъемной силы крыла предусматривает формирование со стороны передней кромки крыла конфузора посредством дополнительного аэродинамического профиля, располагаемого под носовой частью крыла. При этом используют модернизируемое крыло летательного аппарата известной конструкции. Дополнительный аэродинамический профиль выбирают из перечня, включающего: фиксированный профиль, цельно поворотный профиль, поворотный профиль с разными осями вращения, разрезной профиль и цельно выдвижной профиль. Крыло модернизировано согласно предложенному способу. Группа изобретений направлена на увеличение подъемной силы. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к методам и средствам обеспечения физиологической переносимости перегрузок, действующих на космонавтов на динамических участках полета корабля, в т.ч. при штатной посадке и в расчетных нештатных (аварийных) ситуациях. Способ включает определение оптимальной позы каждого космонавта и размещение его в этой позе в кресле. Кресло изготовляют в виде набора локальных ложементов изменяемой геометрии и изменяемого взаимного расположения. Ложементы закрепляют на амортизируемом основании и настраивают по индивидуальным антропометрическим данным космонавта. Для каждого кресла дополнительно используют один или более амортизаторов, снижающих нагрузки в направлении «голова-таз». Перегрузки, действующие на космонавта в направлении «грудь-спина», снижают при помощи регулируемого амортизатора, соединяющего кресло с летательным аппаратом. Техническим результатом изобретения является повышение переносимости космонавтом перегрузок путем обеспечения возможности самостоятельного регулирования позы космонавта в кресле и дополнительной амортизации ударных перегрузок в направлении «грудь-спина». 5 ил., 1 табл.