Патенты автора Дергачёв Александр Анатольевич (RU)

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к защитным элементам. Защитная панель летательного аппарата состоит из плиток, жестко закрепленных на внешней поверхности летательного аппарата с образованием внешнего обвода летательного аппарата, и теплоизоляционного покрытия. Теплоизоляционное покрытие размещено между плитками и внешней поверхностью летательного аппарата. Плитки выполнены в виде вытянутых пластин. Каждая пластина выполнена с поперечным сечением в виде параллелограмма. Пластины располагают на поверхности летательного аппарата последовательно так, что боковые грани соседних пластин параллельны друг другу, с образованием зазора, равного относительному температурному расширению пластин. В центральной части вдоль пластины выполнен ряд отверстий, одно из которых круглое с отбортовкой, а остальные овальные. Длина овальных отверстий равна сумме ширины отверстия и длине температурного расширения материала пластины от центрального отверстия до овального. Пластины закреплены на внешней поверхности при помощи винтов. Овальные отверстия снабжены перекрывающими их шайбами, установленными между внешней поверхностью летательного аппарата и пластинами. Достигается упрощение конструкции. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к вычислительной технике и может быть использовано при создании систем для решения информационно-расчетных задач повышенной надежности в случае воздействия внешнего разрушительного потока частиц и излучений. Технический результат заключается в повышении надежности в случае воздействия внешнего разрушительного потока частиц и излучений. Вычислительная система с холодным резервом, содержащая два идентичных канала (ВМ1 и ВМ2), каждый из которых состоит из процессора, памяти, первого устройства ввода-вывода, а также в него дополнительно введены первый, второй, третий, четвертый, пятый, шестой, седьмой, восьмой и девятый генераторы, второй процессор, второе ОЗУ, первое ППЗУ, второе ППЗУ, системный контроллер ВМ, второе устройство ввода-вывода, третье устройство ввода-вывода, четвертое устройство ввода-вывода, пятое устройство ввода-вывода, узел сброса по питанию, первый узел гальванической развязки, второй узел гальванической развязки, вторичный источник питания, выходы которого вырабатывают 1,5 В, 1,8 В и 3,3 В, в систему дополнительно введено устройство управления восстановлением (YYB). 12 з.п. ф-лы, 91 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при создании ракетных двигателей на твердом топливе. Корпус ракетного двигателя на твердом топливе, содержащий силовую оболочку с теплозащитным покрытием, включающим кольцо из композиционного материала, расположенное у центрального отверстия днища корпуса, отличающееся тем, что в периферийной части теплозащитного покрытия, встык с первым кольцом из композиционного материала установлено второе кольцо из композиционного материала, при этом стык между кольцами выполнен с зазором, образованным эквидистантно расположенными криволинейными поверхностями торцов колец и заполненным резиноподобным материалом, причем между вторым кольцом и силовой оболочкой корпуса размещен эластичный слой из резиноподобного материала. Предлагаемое техническое решение позволяет повысить надежность и обеспечить теплопрочностную работоспособность функционирования РДТТ с конструкцией корпуса из КМ за счет установки в периферийной части ТЗП элементов, обладающих высокой эрозионной стойкостью и обеспечивающих допустимое теплового состояние силовых элементов конструкции корпуса. 8 з. п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ). В ракетном двигателе на твердом топливе, содержащем корпус из композиционного материала, включающий днище с металлическим фланцем, расположенным в центральном отверстии днища, и соединенное с металлическим фланцем сопло с газоходом, на фланец с опорой на поверхность кольцевого уступа фланца установлено опорное кольцо, в кольцевой проточке которого на внутренней поверхности со стороны наружной поверхности днища корпуса установлено подвижно в осевом направлении прижимное кольцо, упирающееся через резиновую прокладку на наружную поверхность днища корпуса, при этом в опорном кольце выполнены расположенные по соосной опорному кольцу окружности ряд сквозных резьбовых отверстий, в которых расположены болты, причем болты ввернуты до упора в прижимное кольцо. Предлагаемое техническое решение позволяет повысить надежность работы конструкции РДТТ с соплом, имеющим газоход. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в ракетно-космической технике при разработке ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ). В ракетном двигателе на твердом топливе, содержащем корпус из композиционного материала, включающий днище с металлическим фланцем и соединенный с металлическим фланцем газоход, размещенный в пристыкованном к корпусу хвостовом отсеке, газоход соединен с хвостовым отсеком радиальными стяжками, скрепленными своими концами с наружной поверхностью газохода и внутренней поверхностью хвостового отсека. При этом один из концов каждой стяжки скреплен шарнирно, в средней части стяжек выполнено ослабленное сечение. Предлагаемое техническое решение позволяет повысить надежность функционирования РДТТ и обеспечить его работоспособность в условиях высоких перегрузок на траектории движения изделия за счет соединения газохода с хвостовым отсеком стяжками. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.
 // 

Изобретение относится к устройствам управления аэродинамическими поверхностями ракеты и может быть применено в аналогичных по условиям работы агрегатах в машиностроении. Блок рулевого привода ракеты состоит из аэродинамической поверхности, установленного в корпусе ракеты механизма поворота аэродинамической поверхности. Механизм поворота аэродинамической поверхности выполнен в виде вала с конической канавкой, шарнирно соединенного с двумя жестко скрепленными между собой и установленными на корпусе кольцами с коническими дорожками качения, образующими с канавкой на валу кольцевую полость. При этом один конец вала жестко соединен с аэродинамической поверхностью, а другой содержит рычаг, шарнирно соединенный с рулевым агрегатом, закрепленным в корпусе ракеты. Внутри кольцевой полости расположены равномерно по окружности конические ролики таким образом, что каждый последующий ролик расположен перпендикулярно предыдущему, а между опорными элементами установлен сепаратор. Ролик представляет собой усеченный конус, на торце большего диаметра которого установлен при помощи оси с возможностью вращения барабан с равномерно размещенными в нем шариками. Шарики взаимодействуют с торцевой поверхностью ролика и с коническими дорожками качения. Боковая поверхность ролика взаимодействует с одной стороны с коническими дорожками качения на одном из колец, а с другой - с канавкой вала. Технический результат заключается в снижении потерь на трение в ряду роликов. 4 ил.

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к способу изготовления защитной панели летательного аппарата. Способ изготовления защитной панели летательного аппарата заключается в жестком закреплении плиток на внешней поверхности летательного аппарата. Плитки выполняются разрезкой цельной заготовки, внешний контур которой повторяет внешний обвод летательного аппарата. Каждая плитка изготавливается с сечением в виде параллелограмма и имеет выступ в центральной части. Во внешней поверхности летательного аппарата выполняются отверстия, в которых размещаются выступы плиток. Плитки располагают на поверхности летательного аппарата последовательно так, что грани соседних плиток параллельны друг другу. При этом между ними образуется зазор, равный температурному расширению плиток. Плитки могут выполняться из жаростойкого сплава, обладающего стойкостью против химического разрушения поверхности в газовых средах при температурах до 1200°C. Достигается упрощение изготовления. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и касается складываемых аэродинамических поверхностей и механизмов их раскрытия. Механизм раскрытия руля состоит из вала, установленного в корпусе летательного аппарата с возможностью поворота, шарнирно соединенной с валом и жестко фиксируемой в раскрытом положении аэродинамической поверхности с зубьями, контактирующими в раскрытом положении, с одной стороны, с валом, с другой - с защелками, и кинематической цепи раскрытия руля. Кинематическая цепь расположена внутри выреза, выполненного в центральной части вала, и состоит из коромысла, качалки, поршня со штоком и тяг. Коромысло одним концом шарнирно соединено с валом, а другим - с двумя тягами, шарнирно соединенными с зубьями аэродинамической поверхности. В центральной части коромысла выполнены вырез и паз. В вырезе коромысла установлена качалка, один конец которой шарнирно соединен с валом, а другой содержит ось, установленную в пазу коромысла с возможностью продольного перемещения. При этом в центральной части качалки выполнены вырез и паз. В вырезе качалки установлен шток поршня, имеющего возможность продольного перемещения параллельно оси вращения вала, содержащий ось, расположенную в пазу качалки с возможностью продольного перемещения. 4 ил.

Предложенное изобретение относится к области ракетной техники, а более конкретно к устройствам разъединения тяг, относящихся к разным, разделяемым между собой ступенями. Устройство разделения ступеней двухступенчатой ракеты выполнено в виде установленного на корпусе ракеты с возможностью разъединения двух звеньев (в момент разделения ступеней ракеты) механизма управления рулями. Одно звено кинематически связано с валом аэродинамического руля, который размещен на маршевой ступени ракеты. Другое звено связано с газовым рулем, который размещен на стартовой ступени. Звено, связанное с валом аэродинамического руля, содержит качалку, шарнирно установленную на маршевой ступени, на концах которой выполнены два паза. Один паз предназначен для размещения пальца, жестко закрепленного на рычаге вала аэродинамического руля. Другой паз предназначен для размещения пальца, жестко закрепленного на шарнирно установленной на стартовой ступени качалке звена, связанного с газовым рулем. При этом концы качалки шарнирно соединены с парой тяг, шарнирно соединенных с качалкой газового руля. Упрощает конструкцию устройства разделения ступеней двухступенчатой ракеты с возможностью разъединения звеньев механизма управления рулями. 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к устройствам стабилизации ракеты. Содержит пару кинематически связанных между собой при помощи установленных на корпусе ракеты тяг и механизм управления аэродинамического и газового рулей. Последний содержит основание и механизм компенсации, который выполнен в виде двух пар одинаковых тяг, шарнирно соединенных между собой при помощи переходного элемента. Первая пара тяг шарнирно соединена с тягами, проведенными от аэродинамического руля, при помощи качалки, шарнирно соединенной с основанием. Вторая пара шарнирно соединена с качалкой, которая жестко соединена с газовым рулем. Длины переходного элемента и обеих качалок равны. Расстояние между качалками в начальном положении меньше суммы длин тяги из первой пары и тяги из второй пары на величину компенсируемых перемещений. При этом один конец основания жестко закреплен на корпусе ракеты в районе аэродинамического руля, а другой конец с качалкой установлен с возможностью продольного перемещения. Позволяет использовать устройства стабилизации на ракетах с большим расстоянием между аэродинамическими и газовыми рулями, уменьшить габариты и массу ракеты, снизить расходы на ее изготовление. 2 ил.

Изобретения относятся к ракетной технике и могут быть использованы при создании ракеты и ракетного двигателя твердого топлива, имеющих габаритные ограничения в исходном состоянии, причем длина полезного груза ракеты сопоставима с длиной корпуса ракетного двигателя. Ракета содержит тянущий ракетный двигатель твердого топлива и толкающий ракетный двигатель. Тянущий ракетный двигатель твердого топлива включает сопловой блок, образованный несколькими равномерно распределенными по окружности наклонными соплами, установленными на заднем днище, а также задний узел стыка. С корпусом ракетного двигателя твердого топлива сопряжен стакан, с внутренней цилиндрической поверхностью которого контактирует поддон с полезным грузом, связанный с толкающим ракетным двигателем. Длина и масса ракетного двигателя твердого топлива превышают длину и массу толкающего ракетного двигателя. Другое изобретение относится к ракетному двигателю твердого топлива, содержащему корпус с днищами, задний узел стыка, сопловой блок, а также сопряженный с передним днищем стакан. С внутренней цилиндрической поверхностью стакана контактирует поддон с полезным грузом. Стакан сопряжен с задним днищем и имеет открытый задний торец, при этом площадь поперечного сечения заднего узла стыка определена тянуще-изгибной нагрузкой, равной сумме величины тяги ракетного двигателя твердого топлива и полетных нагрузок. Группа изобретений позволяет повысить энергомассовое совершенство ракеты и ракетного двигателя твердого топлива, упростить их конструкцию и повысить надежность, а также минимизировать габариты ракеты в ее исходном состоянии. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетной и авиационной технике и может найти применение в конструкциях гидросистем, реализующих несколько режимов управления. Гидравлическая система летательного аппарата содержит электроприводной насос (7) с регулируемой подачей, исполнительный двигатель (8), представленный в виде гидроцилиндров с поступательными движениями поршней, магистраль (10), соединяющую исполнительный двигатель (8) с электроприводным насосом (7). Система снабжена гидравлическим баком (1), внутри которого установлен с возможностью продольного перемещения поршень с подпружиненными демпферами, разделяющий гидравлический бак (1) на высоконапорную и низконапорную полости. Вход электроприводного насоса (7) соединен с низконапорной полостью гидравлического бака, а выход его соединен с высоконапорной полостью гидравлического бака и с входом в исполнительный двигатель (8), при этом электроприводной насос (7) и исполнительный двигатель (8) соединены с системой управления ракеты (12). Технический результат: уменьшение суммарного тепловыделения, габаритов и массы путем потребного увеличения мощности гидравлической системы в периоды программных маневров летательного аппарата с гидравлическим баком. 2 ил.

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 ракетной технике и может быть использовано в рулях направления управляемых ракет. Аэродинамический руль ракеты содержит аэродинамическую поверхность с возможностью складывания, привод управления рулем (ПУР) с возможностью вращения и механизмом стопорения, штоком поршня и фиксатором с возможностью продольного перемещения. Механизм стопорения содержит шарнирно установленную в ПУР качалку, соединенную со штоком поршня и фиксатором. Изобретение позволяет повысить эффективность фиксации стопорения от поворота. 5 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники. Раскрываемый руль ракеты состоит из фиксируемого в раскрытом положении шарнирно закрепленного на корпусе ракеты руля и механизма раскрытия руля с приводом. Руль снабжен крышкой и механизмом закрытия крышки. Крышка состоит из двух шарнирно соединенных и подпружиненных друг относительно друга частей и тяги, шарнирно связанной с одной из частей крышки. Механизм закрытия крышки содержит корпус, шарнирно соединенный с корпусом ракеты, подпружиненный шток, установленный в корпусе с возможностью продольного перемещения и шарнирно соединенный с качалкой, установленной на корпусе ракеты с возможностью поворота. Качалка шарнирно соединена с тягой крышки. Изобретение направлено на улучшение обтекаемости ракеты. 6 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в устройствах стабилизации. Устройство стабилизации ракеты содержит органы управления в виде четырех пар кинематически связанных между собой и натянутой тандерами парой ленточных тяг с роликами аэродинамических и газовых рулей с валами с пазом под втулку, кольцевой проточкой с тросом, пропущенным через ролики, качалку, шарнирно соединенную с парой ленточных тяг. Изобретение позволяет уменьшить габариты устройства. 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива летательного аппарата. Ракетный двигатель содержит корпус, заряд, сопло и переднюю крышку. Передняя крышка выполнена в виде стакана, с внутренней цилиндрической поверхностью которого контактирует поршень, установленный с возможностью продольного перемещения, а на открытом торце стакана установлен упорный буртик. На поршне посредством узлов фиксации закреплен полезный груз, а между поршнем и дном стакана установлен аккумулятор давления, рассчитанный на создание давления в стакане, превышающего давление, на которое рассчитан корпус. Изобретение позволяет снизить массу ракетного двигателя твердого топлива и сократить в исходном состоянии габариты летательного аппарата с указанным двигателем. 2 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.

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.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для разделения ступеней. Устройство разделения ступеней двухступенчатой ракеты в виде механизма управлением рулями содержит два звена, кинематически связанные с аэродинамическим и газовым рулями. Звено, связанное с аэродинамическим рулем, содержит кронштейн с пазом и качалку с отверстием, звено, связанное с газовым рулем, содержит качалку с пальцем. Качалки шарнирно соединены с парой тяг. Изобретение позволяет повысить надежность разделения ступеней при эксплуатации ракеты. 3 ил.

Изобретение относится к устройствам управления аэродинамическими поверхностями сверхзвуковой ракеты. Блок рулевого привода состоит из вала, установленного в корпус с возможностью поворота, аэродинамической поверхности, жестко закрепленной на валу, рулевого агрегата, колец, жестко скрепляемых между собой и устанавливаемых в корпус ракеты, роликов и сепараторов. Шток рулевого агрегата шарнирно соединен с рычагом. В кольцевой полости, образованной канавкой на валу и коническими дорожками качения на кольцах, размещены ролики так, что каждый последующий ролик перпендикулярен предыдущему. Между роликами установлен сепаратор. Изобретение направлено на работу при значительных аэродинамических нагрузках. 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и касается складываемых аэродинамических поверхностей и механизмов их раскрытия. Раскрываемый руль ракеты состоит из вала, установленного в корпусе ракеты с возможностью поворота, аэродинамической поверхности, жестко фиксируемой в раскрытом положении и шарнирно соединенной с валом, механизма раскрытия руля, содержащего подпружиненный толкатель. Толкатель соединен с аэродинамической поверхностью кинематической цепью. Механизм раскрытия руля установлен на корпусе ракеты по направлению полета ракеты перпендикулярно оси вращения руля и выполнен в виде шарнирно установленной на валу качалки с прорезью. В качалке установлен ролик. На ролике выполнена канавка, в которой размещен трос, один конец которого закреплен в подпружиненном толкателе, а другой конец шарнирно соединен с аэродинамической поверхностью. При этом аэродинамическая поверхность выполнена цельной. Достигается создание раскрываемого руля ракеты с малогабаритным валом и узкопрофильной аэродинамической поверхностью, размещаемого при этом в минимальном зазоре между внутренним обводом транспортно-пускового стакана и корпусом ракеты в сложенном положении. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к технологиям создания радиопрозрачных обтекателей (РПО), защищающих самолетную и ракетную бортовую аппаратуру в полете. Достигаемый технический результат - прогнозирование процессов искажения электродинамических характеристик исследуемого образца РПО под воздействием высокотемпературного нагревания. Согласно предложенному способу измерения радиотехнических характеристик (РТХ) исследуемого образца РПО проводят не только в холодном состоянии РПО, после его нагревания, но и в процессе изменения (повышения или понижения) температуры, благодаря чему появляется возможность измерять РТХ исследуемого образца РПО при предельно высоких температурах и определять динамические параметры процесса нагревания РПО, то есть зависимость изменения РТХ исследуемого образца РПО от величины и скорости изменения температуры, что позволяет затем скомпенсировать возникающие в полете искажения РТХ РПО. 7 ил.

 


© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности
Наверх