Патенты автора Будыка Сергей Михайлович (RU)
Изобретение относится к области летательных аппаратов (ЛА), а именно к конструкциям складываемых консолей крыла высокоскоростных ЛА, корпус и консоли крыльев которых выполнены из композиционного материала. Складываемая консоль крыла высокоскоростного ЛА, панель которой выполнена из композиционного материала, а передний и задний узлы подвески консоли к корпусу ЛА выполнены из жаропрочного сплава и соединены с панелью крепежом с обеспечением свободного теплового перемещения. При этом ухо переднего узла подвески и ухо заднего узла подвески консоли входят в ответные проушины переднего узла корпуса ЛА и заднего узла корпуса ЛА и образуют с ними шарнирное соединение, а фиксация консоли в раскрытом положении производится фиксаторами, установленными в переднем и заднем узле корпуса ЛА. При этом ухо заднего узла подвески консоли установлено с минимальным зазором в проушине заднего узла корпуса. Фиксатор заднего узла подвески выполнен в виде подпружиненного пальца, установленного в корпусе фиксатора, который закреплен на заднем узле корпуса ЛА и контактирующего в сложенном положении консоли с опорным элементом, выполненным на ухе заднего узла подвески консоли с возможностью фиксации консоли в раскрытом положении при совмещении отверстий, выполненных соосно, в заднем узле подвески консоли и заднем узле корпуса. На опорном элементе выполнен фигурный паз с заходным участком, в заднем узле корпуса установлен штифт с выступом, для размещения в фигурном пазу и ограничения поворота консоли при складывании, а корпус фиксатора выполнен с обеспечением удержания штифта от выпадания. Кроме того, ухо переднего узла подвески консоли установлено в проушине переднего узла корпуса с зазором, обеспечивающим свободное тепловое перемещение консоли относительно корпуса ЛА. Фиксатор переднего узла подвески выполнен в виде подпружиненного толкателя с направляющей частью, размещенной в проушине переднего узла корпуса с минимальным зазором. С толкателем жестко соединена планка, которая своими концами размещена в пазах переднего узла корпуса с возможностью перемещения под действием пружины. В ухе переднего узла подвески консоли выполнен ответный планке паз для обеспечения фиксации по переднему узлу в раскрытом положении консоли, а для обеспечения контакта с планкой в ходе раскрытия консоли торец уха выполнен профилированным. Использование предлагаемого технического решения позволит изготавливать полнофункциональные конструкции консолей крыла высокоскоростных ЛА, работающие в условиях высокотемпературного нагрева; повысить технологичность изготовления и сборки; повысить надежность конструкции. 5 з.п. ф-лы, 10 ил.
Заявляемое техническое решение относится к области летательных аппаратов, а именно к конструкциям корпусов и аэродинамических поверхностей высокоскоростных летательных аппаратов (ВЛА) с использованием композиционных материалов. Корпус крыльевого отсека ВЛА выполнен с обеспечением стыковки с консолями крыла и включает внешний корпус из углеродного композиционного материала, соединенный с ним внутренний металлический корпус и размещенную между ними теплоизоляцию, внешний корпус состоит из оболочки и центроплана крыла, в оболочке установлены шпангоуты, а в центроплане - поперечные стенки, примыкающие к шпангоутам с внешней стороны оболочки, при этом все элементы внешнего корпуса соединены при помощи крепежа из углеродного композиционного материала с последующим силицированием внешнего корпуса, а внутренний корпус выполнен в виде жестко соединенных между собой передней рамы, обечайки и задней рамы, при этом со стороны задней рамы внешний и внутренний корпус жестко соединены, а со стороны передней рамы внешний корпус контактирует с внутренним корпусом с обеспечением возможности теплового перемещения. Использование предлагаемого технического решения позволит проектировать и изготавливать полнофункциональные конструкции корпусов крыльевых отсеков ВЛА, работающих в условиях воздействия высокотемпературного воздушного потока и аэродинамических нагрузок, а также проектировать и изготавливать конструкции внешних теплозащитных корпусов ВЛА. 3 з.п. ф-лы, 6 ил.
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к устройствам управления рулями (стабилизаторами) летательного аппарата (ЛА), и может быть использовано в конструкциях управления аэродинамических поверхностей ЛА. Механизм управления рулем ЛА состоит из размещенного на корпусе ЛА вала, соединенного с рулем, шарнирно установленным на корпусе ЛА, рычага, жестко закрепленного на валу, и рулевой машинки, установленной в корпусе ЛА, шток которой соединен с рычагом. В корпусе ЛА выполнены ниша и два параллельных отверстия. Механизм содержит ось, жестко установленную в отверстии корпуса, пиростопор со штоком, жестко установленный в другом отверстии корпуса, качалку, установленную в нише корпуса. Качалка содержит втулку, шарнирно установленную на оси. Один конец качалки содержит ухо, шарнирно соединенное со штоком пиростопора, а другой содержит нижний рычаг, шарнирно соединенный со штоком рулевой машинки, и верхний рычаг, который шарнирно соединен с одним концом тяги, которая другим концом шарнирно соединена с рычагом. Рулевая машинка установлена перпендикулярно оси летательного аппарата. Техническим результатом изобретения является уменьшение габаритов механизма управления рулем, расположенным в отсеке ЛА. 3 ил.
Изобретение относится к способам запуска полезных нагрузок (ПН) на околоземные орбиты с помощью ракет-носителей, в т.ч. переоборудованных из многоступенчатых баллистических ракет (БР). Способ включает выведение ПН в составе космической головной части, которую устанавливают на БР и оснащают двигательной установкой (ДУ) ориентации и стабилизации малой тяги многократного включения. Реализуют траекторию БР с баллистической паузой после разделения ступеней БР, во время которой включают указанную ДУ для обеспечения ориентированного положения БР и поддержания постоянной перегрузки для безотказного включения маршевой ДУ следующей ступени БР. Технический результат состоит в расширении диапазона орбит выведения ПН путем реализации баллистической паузы заданной длительности. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к способам запуска полезных нагрузок на околоземные орбиты с помощью многоступенчатых ракет с разгонными блоками. Согласно способу, на отделяемые элементы ракеты (в т.ч. в составе ее космической головной части) устанавливают автономные двигательные установки (ДУ) малой тяги многократного включения. В паузах между запусками маршевых ДУ ступеней ракеты (и перед запуском ДУ разгонного блока) включают указанные ДУ малой тяги для обеспечения ориентированного положения ракеты (головной части) в пространстве. При достижении заданной высоты по команде системы управления разрывают связи ДУ и отделяемых элементов, на которых они установлены, с ракетой и осуществляют их сброс. Технический результат состоит в увеличении массы выводимой полезной нагрузки. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для разделения и сброса головного обтекателя (ГО) ракеты-носителя (РН). Устройство разделения и сброса ГО РН состоит из створок, соединенных между собой замками продольного стыка и соединенных с РН замками поперечного стыка, приводов сброса. Имеется коромысловый механизм, выполненный в виде коромысел, устанавливаемых с внутренней стороны каждой створки ГО в количестве не менее двух. Один конец каждого коромысла шарнирно связан со створкой ГО. Другой конец выполнен в виде крюка с опорными поверхностями и защемлен между роликами, закрепленными на РН с возможностью вращения. Приводы сброса установлены с внутренней стороны створок ГО. Достигается снижение габаритных размеров. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к области ракетной и космической техники. Объектом изобретения является теплозащитное покрытие корпуса высокоскоростного летательного аппарата, выполненное из многослойного каркаса, причем каркас выполнен в виде внутреннего слоя, представляющего собой цельнотканую объемноармированную преформу заданной толщины из углеродных, или кремнеземных, или кварцевых нитей и двух и более внешних слоев заданной толщины, выполненных из теплостойкой ткани из углеродных или кремнеземных или кварцевых нитей, при этом внутренний и внешний слои каркаса соединены прошивкой углеродными, или кремнеземными, или кварцевыми нитями. 1 ил.
ВЫСОКОСКОРОСТНОЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ // 2724195
Изобретение относится к ракетной технике. Высокоскоростной летательный аппарат содержит корпус, выполненный в виде силовой оболочки и теплозащитного покрытия, бортовые системы и полезную нагрузку. Корпус выполнен в виде отсеков, жестко скрепленных между собой. В одном из отсеков расположена полезная нагрузка, занимающая все его свободное пространство. Силовая оболочка отсека корпуса высокоскоростного летательного аппарата является корпусом полезной нагрузки. Изобретение направлено на уменьшение массы. 1 з.п. ф-лы.
Изобретение относится к авиационной, ракетной и космической технике. Теплозащитное покрытие корпуса высокоскоростного летательного аппарата выполнено в виде слоя теплозащитного композиционного материала, одного и более слоев теплоизоляционного материала, причем теплозащитный и теплоизоляционный слои, и/или теплоизоляционный слой с оболочкой силового корпуса, и/или слои теплоизоляционного материала размещены с зазором, в котором одна и более поверхностей слоев облицованы материалом с высокой отражательной и низкой излучательной способностями. В зазоре могут быть расположены один и более металлических экранов с высокой отражательной и низкой излучательной способностями. Поверхности контакта облицовки с материалом выполняются гладкими или шероховатыми. Техническим результатом изобретения является обеспечение температурных режимов корпуса летательного аппарата. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к области ракетной и космической техники, а более конкретно к теплозащитным покрытиям. Теплозащитное покрытие (ТЗП) корпуса высокоскоростного летательного аппарата выполнено из теплоизоляционных и теплозащитного материалов с устройством обеспечения прочностных характеристик корпуса в виде дренажных отверстий. Теплоизоляционные слои выполнены в виде разделяющих матов с газопроницаемыми оболочками, а также матов с газопроницаемыми оболочками, перекрывающих дренажные отверстия. Отверстия выполнены с расходом газа через них. Достигается обеспечение теплозащитой высокоскоростных летательных аппаратов. 1 ил.
Изобретение относится к ракетно-авиационной технике, а более конкретно к обеспечению теплового режима в отсеках. При обеспечении теплового режима приборного отсека в летательном аппарате (ЛА) корпус отсека, включающий две оболочки, выполняют с внутренним расположением герметизирующей оболочки. В зазоре между внутренней герметизирующей оболочкой и аппаратурой отсека размещают чехол из нежесткого теплоизоляционного материала. На поверхности теплоизоляционного материала и герметизирующей оболочки, обращенных к аппаратуре, наносят покрытие с малой степенью черноты. В условиях наземной эксплуатации во внутреннем объеме герметизирующей оболочки предварительно путем наддува создают консервационное давление, которое сохраняется на начальной стадии полета ЛА. На высоте внутри отсека снижают давление газовой среды путем сброса газа в окружающую среду задействованием устройства для сообщения приборного отсека с окружающей атмосферой с последующим закрытием этого устройства после достижения внутри отсека необходимого давления для исключения конвективного теплообмена между герметизирующей оболочкой и газовой средой отсека. Достигается улучшение параметров термостатирования. 1 ил.
Шахтная установка для передачи тепла на большие расстояния при малых температурных перепадах // 2704570
Изобретение относится к теплотехнике, в частности к системам обеспечения теплового режима на основе контурных тепловых труб. Шахтная установка для передачи тепла на большие расстояния при малых температурных перепадах содержит термоэлектрическую батарею и контурную тепловую трубу. Холодный спай термоэлектрической батареи сопряжен с охлаждаемым объектом, а коммутационная пластина горячего спая - с испарителем контурной тепловой трубы. В шахтной установке, расположенной в вертикальном шахтном сооружении, охлаждаемый объект с контактирующим холодным спаем термоэлектрической батареи размещен в верхней части шахтного сооружения с более высокой температурой, а конденсатор контурной тепловой трубы расположен в нижней части шахтного сооружения с пониженной температурой и находится в теплообмене излучением и конвекцией со стенками шахтного сооружения. Технический результат - создание надежного устройства с упрощенной конструкцией, работоспособного при любой ориентации в поле сил тяжести и способного передавать тепло на большие расстояния при малых температурных перепадах и небольших энергетических затратах. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к авиационно-космической технике. Способ включает выведение космоплана и размещенного на нем гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА) с полезной нагрузкой (ПН) на орбиту дежурства. При поступлении команды о доставке ПН в заданный район космоплан спускают в атмосферу Земли, включают двигатель для компенсации силы лобового сопротивления и одновременно разворачивают космоплан по углам атаки и крена, осуществляя требуемые вертикальные и боковые маневры. Затем отделяют ГЛА и выводят космоплан из атмосферы, отключают двигатель и осуществляют движение по орбите в режиме дежурства. Выведенный в заданный район ГЛА совершает требуемый маневр и доставляет ПН в заданную точку на поверхности Земли или в атмосфере. Альтернативно, космоплан может быть возвращен на Землю. Возможно использовании нескольких ГЛА с ПН на каждом. Технический результат состоит в сокращении времени доставки одной или более ПН в заданные районы. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Система обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата (ЛА) содержит теплоизолированный корпус и двухконтурную систему охлаждения с разомкнутым внешним испарительным контуром, внутренним контуром в виде контурных тепловых труб, установленных на теплонапряженных приборах и снабженных регулятором отводимого теплового потока и испарителем и сопряженными с посадочными местами соответствующих теплонапряженных приборов, при этом конденсаторы размещены в теплообменнике внешнего испарительного контура. Обеспечивается повышение эффективности охлаждения и термостабилизации бортовой аппаратуры ЛА. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к тепловой защите главным образом сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов (ЛА). Передняя кромка ЛА выполнена в виде оболочки со сферическим затуплением, воспринимающим пиковые тепловые нагрузки, и боковыми поверхностями, воспринимающими пониженные тепловые нагрузки. Внутри оболочки установлен термоэмиссионный модуль, сопряженный катодом со сферическим затуплением и контактирующий анодом с теплоаккумулятором. Поверхность модуля, противоположная сферическому затуплению, может быть покрыта материалом с высокой излучательной способностью для теплообмена с внутренними боковыми поверхностями передней кромки. Техническим результатом является снижение температурных напряжений и упрощение конструкции передней кромки ЛА с одновременной выработкой на борту ЛА электроэнергии. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Группа изобретений относится к авиационной и ракетной технике. Способ изготовления корпуса гиперзвукового летательного аппарата из композиционных материалов характеризуется тем, что изготавливают методом намотки или объемного плетения одну или более оболочек вращения, из которых нарезают по предварительно определенным координатам верхнюю и нижнюю панели обшивки корпуса летательного аппарата. Изготавливают носок, боковые кромки и донную крышку. Все детали жестко скрепляют между собой с образованием заданной аэродинамической формы корпуса аппарата. Корпус характеризуется использованием способа. Группа изобретений направлена на упрощение изготовления корпуса. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.
Группа изобретений относится к формированию систем ИСЗ с некомпланарными орбитами. Способ включает одновременное выведение группы ИСЗ ракетой-носителем (РН). При этом на РН устанавливают гиперзвуковой летательный аппарат (ГЛА), выводимый на баллистическую траекторию, в апогее которой ГЛА отделяют от РН. После отделения первого ИСЗ ГЛА совершает маневр в атмосфере для перехода на баллистическую траекторию в плоскости орбиты второго ИСЗ, который отделяют в апогее этой траектории. После отделения от ГЛА и/или от РН осуществляют компланарное выведение ИСЗ на заданные орбиты. Возможно использование нескольких ГЛА для нескольких групп ИСЗ. Техническим результатом группы изобретений является возможность оперативного запуска нескольких ИСЗ на некомпланарные орбиты. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 2 ил.
