Патенты автора Шаповалов Анатолий Иванович (RU)
Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при изготовлении корпусов ракетных двигателей на твердом топливе (РДТТ) из композиционных материалов. В способе герметизации корпуса РДТТ, выполненного из композиционного материала, содержащего переднее и заднее днища и силовую оболочку в виде кокона, выполненного методом непрерывной намотки, намотанную оболочку второго кокона и плоские кабели бортовой кабельной сети, установленные в межкоконное пространство, корпус двигателя устанавливается в вертикальное положение и опирается задним днищем на технологическую оснастку, образуя с ней герметичный стык, далее производится откачка воздуха из замкнутого объема, образованного задним днищем двигателя и технологической оснасткой с обеспечением перепада давлений между передним и задним днищами двигателя, а со стороны переднего днища двигателя производится заполнение клеем-компаундом полостей межкоконного пространства между плоскими кабелями и полостей по местам установки кабелей, после этого выполняется герметизация путем нанесения герметика на переднее днище, включая места входа плоских кабелей. Технический результат - повышение надежности конструкции, расширение функциональных возможностей корпусов РДТТ как составной части ЛА. 5 ил.
Группа изобретений относится к области носовых обтекателей (НО) высокоскоростных летательных аппаратов (ВЛА), размещаемых в транспортно-пусковых контейнерах (ТПК) под условия подводного старта. НО ВЛА в ТПК закреплен пиростопорами с возможностью отделения на носовой части ВЛА, имеет выступ для упора в перестыковочное кольцо ТПК и закреплен на перестыковочном кольце с помощью срезных элементов с обеспечением герметичности с ТПК. В НО установлен элемент герметизации с прижимным кольцом, контактирующий с носовой частью ВЛА. НО состоит из днища и корпуса, образующих разъемное соединение с обеспечением герметизации стыка. На днище НО установлены четыре сухаря для такелажных работ с ВЛА. В корпусе НО установлена система двигателей разворота ВЛА и увода НО, выполнены люки для монтажа пиростопоров с последующей установкой крышек. НО включает юбку конической формы, образующую разъемное соединение с корпусом НО и обеспечивающую плавный обвод с носовой частью ВЛА. Сухари для такелажных работ закрыты крышками с образованием плавного внешнего обвода с днищем НО. Крепление НО к носовой части ВЛА выполнено путем захода штоков пиростопоров в ответные отверстия носовой части с одновременным отжатием подпружиненных крышек, закрывающих данные отверстия с обеспечением плавного обвода с носовой частью ВЛА. Способ сборки НО с носовой частью ВЛА заключается в том, что сначала от НО отстыковывается юбка и снимаются крышки, а затем вращением винтов крепления прижимных колец к НО выводим элементы герметизации из обжатого состояния, далее заводим юбку на носовую часть ВЛА и устанавливаем НО. После закрепления пиростопоров на НО обжимаются элементы герметизации за счет вращения винтов крепления прижимных колец к НО и после снятия заглушки в полость между элементами герметизации подается воздух или азот под давлением, производится выдержка по времени и по контрольным приборам определяется величина спада давления за время выдержки и делается вывод о герметичности по данному стыку. На НО устанавливаются крышки с предварительно снятыми заглушками. К НО подвигается юбка и соединяется с ним с помощью крепежа. Группа изобретений направлена на улучшение аэрогидродинамических характеристик путем обеспечения плавных обводов ВЛА с НО и повышение эксплуатационной надежности. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 11 ил.
Группа изобретений относится к летательным аппаратам (ЛА) и может быть использована в системах отделения отсеков ЛА. Система отделения отсека ЛА содержит устройство крепления отделяемого отсека к ЛА и устройство отделения. В состав устройства отделения входит толкатель с охватывающей его оболочкой. Устройство крепления и устройство отделения соединены с бортовой кабельной сетью. На корпусе толкателя установлен твердотопливный газогенератор. Поршень выполнен в виде ступенчатого цилиндра с передним днищем, при этом цилиндрические поверхности стакана являются опорными для цилиндрических поверхностей поршня. Заплечик стакана служит упором для заплечика поршня в конце рабочего хода поршня. Достигается повышение надежности. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 7 ил.
Изобретение относится к топливным бакам летательных аппаратов. Корпус несущего топливного бака ЛА состоит из трех основных частей: передней части, средней герметичной, состоящей из корпуса переднего (10) и корпуса заднего (11), задней части, представляющей собой агрегатный отсек (12). Для обеспечения центровки ЛА при выработке топлива, бак разделен на четыре топливных отсека шпангоутами с герметичными перегородками. Корпус бака имеет внешнюю и внутреннюю оболочки с возможностью нахождения в кольцевом пространстве между этими оболочками топлива, установки трубы пневмогидросистем и тоннельных труб для прокладки жгутов электрорадиооборудования с обеспечением герметичности. Внутренняя оболочка корпуса бака выполнена с возможностью размещения стартово-разгонной ступени ЛА с возможностью отделения и выброса. Изобретение снижает трудоемкость и повышает технологичность изготовления и сборки корпуса несущего топливного бака и ЛА в целом. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 9 ил.
Изобретение относится к летательным аппаратам. Носовой обтекатель летательного аппарата (2) в транспортно-пусковом контейнере (3) состоит из днища (11) и корпуса (12), образующих разъемное соединение с обеспечением герметизации стыка. Между выступом носового обтекателя и передним торцом транспортно-пускового контейнера (3) установлено перестыковочное кольцо, закрепленное на транспортно-пусковом контейнере (3). При этом носовой обтекатель своими срезными элементами закреплен на перестыковочном кольце с обеспечением герметизации стыка. Кроме того, в корпусе носового обтекателя установлены система двигателей разворота летательного аппарата и увода носового обтекателя после его расфиксации от летательного аппарата, а также система грузов (9) для регулирования положения центра масс носового обтекателя, а на заднем торце корпуса носового обтекателя закреплено прижимное кольцо для элемента герметизации носового обтекателя с корпусом летательного аппарата. Изобретение позволяет расширить функциональность, снижает трудоемкость сборочных работ на заключительных этапах сборки и обеспечить взаимозаменяемость. 4 з.п. ф-лы, 9 ил.
Изобретение относится к авиационной и ракетной технике, стартующей из транспортно-пускового контейнера. Складываемая аэродинамическая поверхность летательного аппарата содержит панель и узел подвески к корпусу летательного аппарата, которые образуют шарнирное соединение с помощью оси складывания, механизм раскрытия панели и механизм фиксации панели в раскрытом положении в виде подпружиненных пальцев с конической частью на конце. Узел подвески выполнен в виде фланца с двумя проушинами и центральным выступом с пазом, расположенными в ответных вырезах в панели. В полках центрального выступа выполнены соосные цилиндрические отверстия, ось которых перпендикулярна плоскости хорд панели в раскрытом положении. В пазу размещен вкладыш с двумя толкателями, шарнирно соединенными с вкладышем и своими концами расположенными в отверстиях проушин узла подвески для взаимодействия с подпружиненными пальцами механизма фиксации, которые установлены в панели с внешних сторон от проушин узла подвески с заходом в ответные отверстия проушин в раскрытом положении панели. В отверстие центрального выступа установлен вал, средняя часть которого расположена в сквозном отверстии, выполненном во вкладыше, обеспечивая его поворот при повороте вала. Изобретение направлено на повышение надежности фиксации аэродинамической поверхности после раскрытия. 6 з.п. ф-лы, 8 ил.
Изобретение относится к болтовым соединениям деталей, выполненных из материалов с разными коэффициентами теплового расширения, и может быть использовано в различных отраслях техники, включая конструкции высокоскоростных летательных аппаратов. Крепежное соединение деталей из материалов с разными коэффициентами теплового расширения, включающее первую деталь, вторую деталь и крепеж, при этом одно из отверстий под крепеж, принятое за базовое, выполнено единым для двух соединяемых деталей, образуя с крепежом точную посадку, остальные отверстия во второй детали выполнены равными базовому отверстию, а для обеспечения свободного теплового перемещения элементов крепежного соединения часть отверстий в первой детали выполнена в виде прорезей, ось симметрии которых проходит через центр базового отверстия, а другая часть отверстий выполнена большего диаметра по отношению к базовому отверстию, при этом одна или несколько прорезей в первой детали выполнены большей ширины для установки в них вкладыша с отверстием, равным базовому отверстию, при этом вкладыш установлен по точной посадке с образованием двух опорных плоскостей с прорезью, а длина прорези выполнена с обеспечением свободного теплового перемещения вкладыша с крепежом вдоль прорези. Использование предлагаемого технического решения позволит повысить точность и надежность соединения при работе в условиях значительных по величине нагрузок и высоких температур нагрева. 5 з.п. ф-лы, 8 ил.
Изобретение относится к авиационной и ракетной технике и может быть использовано для отделения отсека летательного аппарата (ЛА). Система отделения отсека ЛА содержит устройство крепления отсека к ЛА по стыковочным шпангоутам, выполненное с возможностью расфиксации крепления, и устройство отделения, установленное на ЛА и снабженное толкателем. Толкатель контактирует с упорным элементом отсека. На стыковочном шпангоуте отсека выполнен посадочный пояс для стыковочного шпангоута ЛА. В состав устройства отделения введена охватывающая его оболочка с закрепленными на ней передним и задним фланцем. Передним фланцем оболочка закреплена на торце толкателя, задним фланцем установлена в центральном отверстии стыковочного шпангоута отсека с возможностью упора в торец посадочного пояса, являющийся упорным элементом отсека. Техническим результатом изобретения является повышение надежности отделения отсека ЛА. 5 з.п. ф-лы, 5 ил.
ЗАЩИТНАЯ ПАНЕЛЬ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА // 2583532
Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается защитных панелей. Защитная панель летательного аппарата (ЛА) состоит из плиток, жестко закрепленных на внешней поверхности ЛА. На каждой плитке выполнены выступ в центральной части и вырезы на краях. Плитки соединены между собой внахлест с образованием равных относительному температурному расширению плиток зазоров между краями плиток и стенками ответных вырезов соседних плиток. Во внешней поверхности ЛА выполнены отверстия, в которых размещены центральные выступы плиток. Плитки выполнены из жаростойкого материала и образуют внешний обвод ЛА. Достигается упрощение и повышение надежности конструкции защитной панели ЛА. 4 ил.
Изобретение относится к области летательных аппаратов. Складываемая аэродинамическая поверхность с двумя линиями складывания содержит центроплан, корневую и концевую панель, оси складывания которых параллельны оси корпуса летательного аппарата, силовой привод корневой панели, установленный в центроплане и регулируемый по длине шток, установленный в корневой панели для взаимодействия с концевой панелью. Шток установлен с возможностью прямолинейного перемещения и контакта своим торцом под действием пружины сжатия с профилированным пазом, выполненным в центроплане, а другим своим торцом, имеющим скос, с профилированным зубом, выполненным в концевой панели. Изобретение направлено на упрощение конструкции с двумя линиями складывания. 3 ил.
Изобретение относится к области летательных аппаратов (ЛА). Устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей ЛА состоит из узла, обеспечивающего прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к корпусу летательного аппарата и замкового устройства. В устройстве фиксации установлены подпружиненные толкатели. Узел выполнен в виде упругого бандажа с законцовками, состоящего из нескольких по числу аэродинамических поверхностей частей, каждая из которых снабжена натяжным устройством. Законцовки каждой пары соседних частей и толкатели размещены в пазах, выполненных в узлах подвески аэродинамических поверхностей, зафиксированы пиростопорами замкового устройства. Толкатели установлены с упором в законцовки бандажа. Изобретение направлено на улучшение аэродинамических характеристик ЛА за счет отбрасывания узла, обеспечивающего прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к корпусу ЛА после его расфиксации. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
СКЛАДЫВАЕМАЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ПОВЕРХНОСТЬ // 2548960
Изобретение относится к области летательных аппаратов. Складываемая аэродинамическая поверхность содержит центроплан и шарнирно соединенную с ним панель, расположенную в центроплане соосно оси складывания и с возможностью контакта толкателя и винтового штока. Шток установлен в двух соосных цилиндрических отверстиях, одно из которых расположено в центроплане и выполнено с винтовыми пазами, в которых размещены выступы винтового штока, а другое отверстие выполнено в панели. Шток и отверстие в панели образуют подвижное шлицевое соединение. На торце шлицевой части штока выполнено резьбовое отверстие соосно оси штока, а в стенке центроплана со стороны этого торца выполнено отверстие для доступа к резьбовому отверстию. В центроплане выполнен регулируемый по высоте выступ для упора панели при повороте на угол раскрытия. Изобретение направлено на улучшение аэродинамических характеристик и рациональное использование энергетики привода. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ РУЛЬ РАКЕТЫ // 2520846
Изобретение относится к ракетной технике и касается устройств фиксации складываемых аэродинамических поверхностей. Аэродинамический руль ракеты содержит установленную на корпусе ракеты аэродинамическую поверхность с возможностью складывания, привод управления рулем. Привод установлен в корпусе ракеты с возможностью вращения, в котором зафиксированы аэродинамическая поверхность и механизм стопорения. Механизм стопорения содержит подпружиненно-поворотную качалку, контактирующую с аэродинамической поверхностью. Аэродинамическая поверхность выполнена цельной. На одном конце качалки выполнен зуб, контактирующий с аэродинамической поверхностью. В приводе управления выполнены дугообразный паз, ограничивающий углы поворота аэродинамической поверхности, и прорезь для установки другого конца качалки. Достигается эффективная фиксация руля от поворота в сложенном положении, используя при этом минимально возможный зазор между внутренним обводом транспортно-пускового стакана и корпусом ракеты. 6 ил.
