Патенты автора Ларин Александр Петрович (RU)
Способ создания аккумулятора тепла // 2774728
Изобретение относится к устройствам для хранения тепла и может быть использовано в автономном солнечном электротеплоснабжении бытовых и производственных помещений, преимущественно лунной базы. Способ создания аккумулятора тепла, преимущественно для лунной базы, состоит в создании полости в грунте и размещении в этой полости теплоемкого материала и теплообменника. В качестве теплоемкого материала используют лунную пыль, в слое которой на глубине 5-10 м размещают теплообменник. Теплообменник закрепляют так, чтобы он не перемещался при плавлении лунной пыли, подают в него теплоноситель с температурой, превышающей температуру плавления лунной пыли. По мере образования вокруг теплообменника расплава стеклянной массы, ее оседания и уплотнения под ней грунта, производят подсыпку с поверхности дополнительного объема лунной пыли до образования необходимого объема стеклянной массы. При реализации предлагаемого решения достигается упрощение и удешевление процесса сооружения аккумулятора тепла для лунной базы. 1 табл.
Изобретение относится к космической технике, точнее к электрореактивным двигателям, и может быть использовано в космических аппаратах. Магнитоплазменный электрореактивный двигатель содержит корпус, хотя бы по одному кольцевому магниту и радиочастотной антенне, подключенной к генератору радиочастотного излучения, рабочее тело в виде проволоки и хотя бы одну катушку для ее хранения, а также направляющие элементы и устройство подачи проволоки. Катушки с намотанной на них проволокой размещены на внешней поверхности корпуса на подшипниках и ось вращения катушек совмещена с осью двигателя, а проволока и катушки выполнены из ферромагнитных материалов, совместно намагничены перед применением в направлении, параллельном оси двигателя, и использованы в качестве постоянных кольцевых магнитов, при этом устройство подачи проволоки выполнено с возможностью совместной подачи проволоки со всех катушек с регулируемой скоростью в зависимости от мощности радиочастотного излучения. При использовании изобретения обеспечивается снижение массы двигателя за счет выполнения рабочим телом также функций магнитной системы. 1 ил.
Группа изобретений относится к управлению и конструкции космических кораблей (КК) многократного применения с вертикальным взлетом и посадкой, которые могут быть использованы для космического туризма, высотных парашютных прыжков и др. Суборбитальный КК содержит раму, посадочные опоры, двигательную установку, систему управления, кресла экипажа и две группы щитков с приводами, шарнирно соединенных с рамой. В сложенном состоянии одна группа щитков образует головной обтекатель, а другая – боковую поверхность КК. Количество щитков в группах одинаково, причем в раскрытом состоянии щитки одной группы располагаются между щитками другой группы в проекции на направление полета. Кресла экипажа выполнены катапультными, а группа щитков, образующих головной обтекатель, установлена над ними с зазором. При торможении КК, перед входом в атмосферу щитки раскрывают на максимальные углы, затем при нарастании перегрузки щитки плавно складывают до минимального угла раскрытия, выдерживают паузу и затем вновь плавно раскрывают на максимальные углы. Программу управления получают в результате предполетного математического моделирования процесса спуска. Техническим результатом является снижение пикового значения перегрузки при спуске КК в атмосфере. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к системам управления летательных аппаратов. Резервированный электромеханический силовой минипривод состоит из нескольких исполнительных механизмов, каждый из которых содержит бескорпусной электрический двигатель, двухступенчатую волновую передачу с телами качения и электромеханическую муфту. Каждый исполнительный механизм дополнен вторым электродвигателем, расположенным тандемно с первым на общем валу (5). Электромеханическая муфта выполнена из двух полумуфт. Одна полумуфта является входным валом (18). Вторая выполнена составной, состоящей из промежуточного звена и выходного вала (19). Внутренняя цилиндрическая поверхность промежуточного звена и наружная поверхность выходного вала (19) снабжены шлицами с шариками (26), размещенными в сепараторе (27), так, что промежуточное звено имеет осевое перемещение относительно выходного вала (19). На выходном валу, диаметрально, на непересекающихся осях к продольной оси на подшипниках размещены два эксцентрика (20) с цилиндрическими выступами на торцах, при этом на цилиндрических выступах на подшипниках крепятся рычаги якорей электромагнитного включения (21) и отключения (23). Достигается повышение надежности привода и увеличение ресурса. 3 ил.
Боковая ручка управления (варианты) // 2681462
Изобретение относится к средствам управления самолетом по тангажу и крену. Боковая ручка управления самолетом с двумя вращательными степенями свободы включает рукоятку 11, основание 2 с двумя электроприводами (1а) поперечного канала и (1б) продольного канала, имеющими форму цилиндров и содержащими бесколлекторный электродвигатель, редуктор и датчик положения выходного звена. Продольные оси цилиндрических поверхностей электроприводов (1а, 1б) размещены параллельно продольной оси стержня рукоятки. На выходном валу каждого электропривода установлен четырехзвенный шарнирный механизм с тремя степенями свободы, состоящий из косого кривошипа (4а, 4б), выполненного в форме конической эксцентриковой втулки (5а, 5б), центральная ось которой закреплена на выходном валу электропривода (1а, 1б), а ее эксцентриковая ось выполнена с возможностью вращения относительно эксцентриковой втулки. На наружной поверхности конической эксцентриковой втулки установлен шарнир, ось (7а, 7б) которого расположена перпендикулярно оси электропривода (1а, 1б), на которой с возможностью вращения размещена вилка, так что ось электропривода, ось конической эксцентриковой втулки и ось вилки пересекаются в одной точке. Обеспечивается уменьшение массогабаритных показателей и унификация электроприводов. 3 н.п. ф-лы, 4 ил.
Система управления жизненно важными рулевыми поверхностями самолета содержит каналы дистанционного управления от бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ), парные органы управления для двух пилотов: по каналу курса - педали, по каналам тангажа и крена - боковые ручки управления, датчики положения, датчики момента, электродвигатели, согласующие усилители, усилители момента приводных систем рулевых поверхностей, каналы механической связи, блок муфт сцепления валов, дифференциальные механизмы, элементы стыковки с редукторами приводных систем рулевых поверхностей. Усилители момента приводных систем содержат электрический двигатель с двухвходовым редуктором. Механическая связь содержит набор отдельных отрезков валов в трубах на подшипниках и участки с гибким валом, соединенных определенным образом. Дифференциальные механизмы в канале курса содержат механический сумматор, а в канале тангажа и крена - механический сумматор и дифференциальный мультипликатор. Редукторы или мультипликаторы содержат механические передачи с высоким прямым или обратным КПД. Обеспечивается повышение безопасности полетов, упрощение механической проводки, сокращение массы. 3 ил.
БОКОВАЯ РУЧКА УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ // 2571992
Изобретение относится к средствам управления летательным аппаратом (ЛА) по тангажу и крену. Боковая ручка управления содержит рукоятку, датчики усилия, карданный подвес с двумя степенями подвижности, основание, два электропривода в форме цилиндра, соединенные определенным образом. Каждый электропривод содержит датчик положения, электродвигатель, механическую передачу в виде двухступенчатой волновой передачи с телами качения и выходным жестким колесом, цифровой датчик обратной связи, бескорпусный электродвигатель, расположенные определенным образом. Первая ступень волновой передачи содержит выходной сепаратор, вторая ступень - выходное жесткое колесо. Обеспечивается повышение безопасности полета и уменьшение массогабаритных показателей. 6 ил.
