Патенты автора Басов Андрей Александрович (RU)
РЕГУЛЯТОР ПОТОКА ШЛАНГОВЫЙ // 2792938
Изобретение относится к нефтяной и газовой промышленности и предназначено для дистанционного перекрытия и плавного (бесступенчатого) регулирования давления или расхода потоков жидких и газообразных сред, в том числе абразивсодержащих и взрывоопасных. Регулятор потока шланговый содержит полый корпус с эластичным уплотнительным элементом, закрепленным между упорами, связанными с полым корпусом. Уплотнительный элемент выполнен в виде эластичной оболочки с кольцевыми выступами на концах и установлен в осевом канале полого корпуса, снабженного обечайкой с выступом на конце, кольцевой проточкой в средней части и непроницаемой перегородкой в осевом канале. Уплотнительный элемент с внешней стороны охвачен стаканом с продольными окнами и внутренней кольцевой расточкой и поджат кольцевыми выступами к выступу обечайки. Осевой канал обечайки над и под непроницаемой перегородкой связан радиальными отверстиями, выполненными в теле обечайки в месте расположения кольцевой расточки. 3 ил.
Устройство и способ для измерения плотности падающих тепловых потоков при наземных тепловакуумных испытаниях космических аппаратов относятся к космической технике, а именно к контролю теплового режима космического аппарата под воздействием окружающей среды, имитирующей космическое пространство. Устройство для измерения плотности падающих тепловых потоков при наземных тепловакуумных испытаниях космических аппаратов выполнено из двух рядом расположенных в одной плоскости узлов, в состав каждого из которых входят две плоско параллельные пластины приемники лучистой энергии (ПЛЭ) с наклеенными датчиками температуры на наружных поверхностях. При этом на пластинах нанесены селективные терморегулирующие покрытия с фиксированными радиационными коэффициентами поглощения-излучения солнечного и инфракрасного спектров, а сами пластины изготовлены из материалов с высоким значением коэффициентов температуропроводности. Способ измерения плотности падающих тепловых потоков при наземных тепловакуумных испытаниях космических аппаратов основанный на измерении четырех значений температуры на попарно расположенных в одной плоскости панелей ПЛЭ отличаетсяся тем, что в процессе дискретного по времени опроса измеряемых температурных значений панелей ПЛЭ одновременно рассчитываются значения их температурных градиентов, с учетом которых, по алгоритмам специального программного обеспечения, определяют текущие значения полусферических спектральных плотностей падающих потоков солнечного и инфракрасного излучения с противоположных сторон устройства при минимальной собственной тепловой инерционности устройства. Технический результат - повышение точности моделирования штатных условий эксплуатации КА в части имитации динамических падающих лучистых потоков, а дифференцированная оценка и контроль долевого влияния спектрального состава падающих лучистых потоков солнечного и инфракрасного излучения на тепловой режим объекта испытаний. Использование предлагаемого изобретения сокращает сроки и повышает качество наземной тепловакуумной отработки КА и, таким образом, повышает надежность эксплуатации космических аппаратов. 2 н.п. ф-лы, 1 табл., 7 ил.
Изобретение относится к средствам терморегулирования космических аппаратов (КА). Предлагаемая система содержит плоские экраны (2), установленные над защищаемой поверхностью (1) посредством тепловых микромеханических актюаторов (ММА) (3), которые с одной стороны закреплены на поверхности (1) перпендикулярно или под углом к ней, а с другой стороны - параллельно или под углом к поверхности экрана (2). Каждый ММА (3) состоит из набора кремниевых балок (не показаны), объединенных несущим слоем полиимида, формирующим шарнирные узлы на стыках балок. При высоком тепловыделении с тыльной стороны поверхности (1) температура экранов (2) и ММА (3) возрастает, полиимид расширяется, распрямляя конструкцию ММА и раскрывая экраны. Тем самым увеличивается теплосброс с поверхности (1). Техническим результатом является снижение электрической мощности, требуемой для компенсации теплопотерь с корпуса КА, а также расширение диапазона решаемых системой задач теплообмена. 4 з п. ф-лы, 4 ил.
Изобретение относится к технологии изготовления гибких электрических нагревателей, которые могут использоваться в системах обеспечения теплового режима широкого класса изделий в широком диапазоне температур, в том числе, в приборостроении для транспорта и приборов авиационных и космических аппаратов. Предлагаемый способ включает сборку гибкого основания и слоя резистивной фольги, ступенчатое прессование собранного основания с вариациями давления на разных ступенях нагрева и последующее охлаждение, создание рисунка резистивного слоя методом фотолитографии, вытравливание рисунка токопроводящего слоя. Основание выполняют из одного или нескольких слоев гибкого препрега, которое укладывают на нижнюю плиту пресса, поверх основания укладывают резистивную фольгу, монтируют верхнюю плиту и прессуют полученную сборку при верхней температуре размягчения связующего препрега. После охлаждения сборки проводят травление рисунка резистивного слоя с контактными площадками на концах, а поверх него наносят защитный слой, состоящий из одного или нескольких слоев препрега с предварительно выполненными в них отверстиями, после чего подвергают прессованию. При этом основание и защитный слой выполняют из препрега одной и той же марки. Полученные нагреватели обладают высокой надежностью при работе с высокими температурами. 1 ил.
Изобретение относится к парокомпрессионным холодильным установкам и может быть использовано для регулирования температуры жидкого хладоносителя в различных технологических процессах. Заявлен способ регулирования температуры жидкого хладоносителя на выходе из испарителя парокомпрессионной холодильной установки, который включает измерение температуры хладоносителя на выходе из испарителя и регулирование объемной производительности, при этом фиксируют номинальное значение температуры хладоносителя на выходе из испарителя и диапазон ее регулирования. Для фиксированного значения номинальной температуры и диапазона ее регулирования расчетным путем определяют и фиксируют номинальное значение давления кипения хладагента в испарителе и диапазон его регулирования. Контролируют текущие значения температуры хладоносителя на выходе из испарителя, давления кипения хладагента и объемной производительности компрессора. Сравнивают полученные значения упомянутых температуры хладоносителя и давления кипения хладагента с их фиксированными соответствующими номинальными значениями, при этом номинальное значение температуры хладоносителя на выходе из испарителя поддерживают изменением объемной производительности компрессора в диапазоне номинальных значений давлений хладагента в испарителе, соответствующих номинальному диапазону регулирования температуры хладоносителя на выходе из испарителя с учетом расчетной зависимости Ркип.н=ƒ(tвых.ном.), где tвых.ном. - номинальные значения температуры хладоносителя на выходе из испарителя; Ркип.ном. - номинальные значения давления кипения хладагента в испарителе; ƒ - функция, зависящая от типа хладагента, хладоносителя и конструкции испарителя, получаемая в результате расчетов испарителя при различных величинах тепловой нагрузки на него. Технический результат - повышение точности регулирования температуры хладоносителя на выходе из испарителя свыше ±0,5°С. 2 ил.
Группа изобретений относится к оборудованию для наземных испытаний объектов ракетно-космической техники. Способ воздушного термостатирования отсеков космического аппарата (КА) включает нагнетание воздуха из окружающей среды, его охлаждение, осушку, нагревание и подачу в термостатируемый отсек КА. В процессе нагнетания измеряют температуры воздуха на входе в нагнетатель и на его выходе при различных заданных расходах воздуха, определяют величины нагрева воздуха в нагнетателе. После охлаждения и осушки нагревают воздух внутри теплозвукоизолированной зоны до требуемой температуры. Устройство для воздушного термостатирования отсеков КА включает корпус, воздухонепроницаемую перегородку, разделяющую корпус на две зоны - холодильную и теплозвукоизолированную. В теплозвукоизолированной зоне верхней части корпуса размещены охладитель-осушитель воздуха с линией отвода конденсата, нагреватель воздуха, нагнетатель воздуха с регулируемым числом оборотов, на входе и на выходе которого установлены датчики температуры воздуха. В холодильной зоне размещены конденсатор воздушного охлаждения, холодильный компрессор и расширительное устройство. Техническим результатом группы изобретений является повышение энергоэффективности термостатирования. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретения относятся к авиационной технике. Способ воздушного охлаждения тепловыделяющей аппаратуры, расположенной снаружи летательных аппаратов, включает тепловой контакт между тепловыделяющими поверхностями аппаратуры и воздушными термоплатами (2), движение атмосферного воздуха через проточные полости (14) воздушных термоплат, формирование зоны для прохождения и распределения потока атмосферного воздуха через проточные полости (14) воздушных термоплат. Сформированная зона разбивается на независимые участки с шагом, зависящим от выделяющегося тепла на единицу площади. Скоростной воздушный поток атмосферного воздуха, возникающий при движении летательного аппарата, проходит сначала через воздухозаборник (6), затем попадает в воздуховоды (4), диффузоры (5) и коллектор (7), из которого распределяется через проточные полости (14) воздушных термоплат (2). Воздушный поток направляют последовательно от первого участка по направлению движения летательного аппарата к последующим участкам. Участки образовывают из воздушного тракта с помощью герметизирующих перегородок (8). Изобретение уменьшает массу, габариты и энергозатраты. 2 н.п. ф-лы, 4 ил., 5 табл.
ЭЛЕКТРОПРИВОД ПОСТОЯННОГО ТОКА // 2579153
Изобретение относится к области электротехники и может быть использовано в системах широкого класса изделий в качестве электропривода постоянного тока при автономном источнике электроэнергии ограниченной мощности, например, в служебных системах космических аппаратов. Технический результат заключается в равномерной работе автономного источника электроэнергии, обеспечивающего сетевое электроснабжение, без пиковых нагрузок во время пуска электродвигателя постоянного тока, что повышает надежность и увеличивает срок службы автономного источника электроэнергии ограниченной мощности и усиливает помехозащищенность всей сети электроснабжения. Электропривод постоянного тока при автономном источнике электроэнергии ограниченной мощности содержит соединитель электродвигателя, емкостной накопитель электроэнергии, коммутационные ключи, сетевой разъем (для соединения с сетью электроснабжения), управляющее коммутационное устройство, индикатор оборотов электродвигателя, сопряженный с осью вращения электродвигателя, балластный резистор и диод развязки, включенные последовательно в цепь зарядки емкостного накопителя электроэнергии от сети электроснабжения. Запуск электродвигателя осуществляется от заранее заряженного емкостного накопителя электроэнергии (например, блока ионисторов), который обеспечивает требуемый пусковой ток (а он может превышать номинальный ток в несколько раз). Когда ротор электродвигателя раскрутится, индикатор оборотов посылает сигнал на управляющее коммутационное устройство, которое обеспечивает переключение питания электродвигателя на бортовую сеть электроснабжения. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение предназначено для терморегулирования модулей долговременных орбитальных станций. Система терморегулирования содержит средства теплопереноса, электронагреватели со средствами управления и датчиковую аппаратуру на внутренней поверхности корпуса модуля. Средствами теплопереноса служат тепловые трубы, расположенные на наружной поверхности корпуса стыковочного модуля симметрично относительно каждого стыковочного агрегата. При этом трассы прокладки тепловых труб делят корпус модуля на две зоны, содержащие, по крайней мере, два стыковочных агрегата. В каждой зоне проходят две кольцевые трассы, образованные двумя группами дублирующих друг друга тепловых труб, а также две пары S-образных трасс, начало и конец каждой из которых сонаправлены с соответствующей кольцевой трассой и отстоят от неё на расстоянии не более двух диаметров тепловой трубы. S-образная трасса образована парой дублирующих друг друга тепловых труб. Электронагреватели устанавливают напротив каждой пары тепловых труб в зоне конденсации. Техническим результатом изобретения является увеличение срока эксплуатации, уменьшение энергопотребления и уменьшение массогабаритных характеристик системы. 1 ил.
Изобретение относится к системам термостатирования (СТС) энергоемкого оборудования космических объектов (КО). СТС содержит две двухполостные жидкостные термоплаты (22), на которые устанавливается оборудование. Термоплаты размещены в приборной зоне обитаемого отсека (1). Внешний радиатор (12) выполнен в виде четырех попарно диаметрально противоположных радиаторных панелей (14). Панель (14) снабжена контурной тепловой трубой с конденсатором (15), размещенным внутри панели (14), и испарителем (19) в составе конструкции автономного теплопередающего элемента (16), установленного на внешней поверхности корпуса КО рядом с панелью (14). Элемент (16) содержит также две однополостные жидкостные термоплаты (18). Испаритель (19) снабжен регулятором температуры пара (17), перекрывающим или открывающим магистраль контурной тепловой трубы в зависимости от температуры настройки. Термоплаты (22) связаны гидравлическими контурами (13, 21) с соответствующими однополостными жидкостными термоплатами (18) элементов (16). образуя замкнутые магистрали с однофазным рабочим телом. Каждый из контуров (13, 21) содержит электронасос (3), дренажно-заправочные клапаны (5), гидропневматический компенсатор (8), датчики давления (4, 7) и расхода (10), регулятор расхода (11) и электронагреватели (23). Каждый из контуров (13, 21) имеет датчики температуры рабочего тела (20). Заменяемые элементы контуров включены в магистрали через гидравлические разъемы (2). Ввод магистралей в обитаемый отсек (1) организован через гермовводы (6). СТС также содержит двухполостной газожидкостный теплообменный агрегат (24) с двумя заменяемыми вентиляторами, включенный в оба контура (13, 21). Техническим результатом изобретения является расширение области применения СТС, повышение ее надежности и снижение инерционности, а также улучшение ремонтопригодности системы. 1 ил.
