Размещение военного оборудования, например вооружения, броневой защиты, устройства для крепления вооружения на самолете: .ракетных пусковых установок – B64D 7/08

Группа изобретений относится к области размещения ракетного вооружения на подвижных носителях и может быть использована, например, при запуске ракет с летательного аппарата. Прицел выполнен с датчиками углов и угловой скорости линии визирования в двух взаимно ортогональных плоскостях. К датчикам подключен блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела, соединенный с индикатором углового положения линии визирования прицела. Пусковая установка снабжена датчиком наличия ракеты. Устройство наведения ракеты подключено: в первом варианте к датчикам углов линии визирования прицела, во втором варианте - к датчикам углов и угловой скорости линии визирования прицела, в третьем варианте - к блоку формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела. Входы блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты подключены к блоку формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела, датчику наличия ракеты пусковой установки и устройству наведения ракеты соответственно. Имеются последовательно соединенные включатель сигнала «Пуск» и блок формирования сигнала пуска ракеты, второй вход которого подключен к выходу блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты. Индикатор разрешения пуска ракеты подключен к выходу блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты. Устройство наведения ракеты может подключаться дополнительно либо к включателю сигнала «Пуск», либо к датчику наличия ракеты пусковой установки. Группа изобретений позволяет повысить точность стрельбы по близко расположенным целям. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к оборудованию летательных аппаратов. Боевой вертолет содержит газотурбинные двигатели и комплекс ракетного вооружения. Газотурбинные двигатели снабжены системой кратковременного повышения запаса газодинамической устойчивости и мощности, которая включает форсунки для впрыска воды на вход компрессора каждого двигателя, электромагнитные краны подачи воды в форсунки, водяной баллон с трубопроводом подвода воздуха из-за последних ступеней компрессоров двигателей и электрическую схему управления электромагнитными кранами. Для подготовки двигателей к воздействию выхлопных струй ракет электрическая схема управления электромагнитным краном подачи воды в форсунки каждого двигателя подсоединена к кнопке «пуск» системы управления пуском ракет через реле времени для прекращения подачи воды в форсунки через заданное время. В системе управления пуском ракет последовательно с кнопкой «пуск» установлено реле времени для задержки схода ракет на время выхода двигателей на режим повышенной газодинамической устойчивости. Подачу воды к форсункам каждого двигателя осуществляют два параллельно подключенных электромагнитных крана для сохранения подачи жидкости при отказе одного из кранов. Изобретение направлено на снижение влияния выхлопных газов ракет на работу двигателей. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к авиационным пусковым устройствам (АПУ). Устройство содержит корпус в виде силовой балки, снаружи которой закреплены узлы подвески к самолету-носителю и размещены по всей ее длине электроагрегаты, закрытые облегченными съемными П-образными крышками, образующими несиловую надстройку. Передний обтекатель выполнен в виде усиленной, развитой и примыкающей к силовой балке части, на которой шарнирно закреплены раскрывающиеся относительно продольной оси АПУ створки, снабженные фиксатором закрытого положения. Механизм расстыковки с ракетой выполнен в виде шарнирно закрепленного на усиленной части переднего обтекателя двуплечевого рычага, одно плечо которого имеет захват с подпружиненной защелкой, второе подпружинено с возможностью продольного перемещения. В нижней части створок переднего обтекателя выполнено окно для свободного перемещения в нем плеча с захватом, а в шарнире выполнен шлиц под ключ при стыковке-расстыковке отрывного разъема. Хомут крепления баллона пневмосистемы имеет охватывающую, сужающую кверху и развитую части, последняя из которых расположена снаружи силовой балки, которая снабжена закрываемым крышкой задним кронштейном крепления хомута. Устройство снабжено передним и задним антивибраторами. Снаружи силовой балки установлен дополнительный задний узел подвески к самолету-носителю. На внутренней стороне створок переднего обтекателя выполнены подпружиненные поворотные элементы, взаимодействующие при нестыковке ракеты с ответными упорами, выполненными на захвате механизма расстыковки. Технический результат - улучшение эксплуатационных характеристик. 7 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области оборудования самолетов. Комплекс содержит сверхзвуковой самолет, на поверхности которого выполнены удлиненные ниши, оси которых параллельны оси планера самолета, и вооружение, предназначенное для подвешивания в упомянутых нишах с возможностью выступания за площадь поперечного сечения ниши. Поперечные сечения ниш имеют форму, выбранную из группы: прямоугольник, квадрат, трапеция, треугольник, равносторонний треугольник, ромб и криволинейный треугольник. Поперечные сечения вооружения имеют соответствующую форму и расположены с возможностью ликвидации интерференции ударных волн в пространстве между вооружением и плоскостями самолета. Технический результат - снижение аэродинамического сопротивления. 6 з.п. ф-лы, 15 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники, главным образом к авиационному вооружению, а именно к пусковым устройствам ракет, устанавливаемым на внешней подвеске летательного аппарата. Авиационное пусковое устройство для установки и пуска ракет с летательного аппарата состоит из неподвижного корпуса, закрепленного на летательном аппарате, и подвижной рампы, на которой устанавливаются ракеты. Рампа закреплена на неподвижном корпусе с помощью шарнира, ось которого находится в центре масс снаряженной ракетами рампы с возможностью ее поворота в вертикальной плоскости. Поворот осуществляется с помощью управляющего механизма, состоящего из винтовой пары и привода винта, закрепленных неподвижно на двух опорах в корпусе. Подвижная гайка шарнирно соединена с помощью звена с рычагом, жестко закрепленным на рампе. Каждый из передних узлов крепления ракет снабжен запирающим механизмом, фиксирующим узел в запертом или открытом положении с помощью чеки, взаимодействующей с вырезами на основании узла и предохранителем. Технический результат заключается в снижении массы пускового устройства, уменьшении потребляемой мощности привода управляющего механизма, уменьшении аэродинамического сопротивления устройства, упрощении конструкции, а также снижении трудоемкости обслуживания в эксплуатации и трудоемкости изготовления за счет упрощения конструкции устройства. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.