Патенты автора Абдрахманов Фарид Хабибуллович (RU)
Механизм электросоединителя // 2791722
Изобретение относится к электрическим соединительным устройствам, состоящим по крайней мере из двух частей. Технический результат заключается в обеспечении надежного замыкания при действии вибраций и нагреве. Механизм электросоединителя содержит две размыкаемые между собой части, две пары роликов и направляющую, в направлении размыкания располагается соединенный с одной из размыкаемых частей шток с пружиной и перемещающейся по нему штангой, на диаметрально противоположных сторонах которой располагаются с возможностью вращения на своих осях два ролика. Направляющая выполнена в виде рамки, неподвижно закрепленной на объекте, с которым связана эта часть соединителя, причем в боковых сторонах рамки выполнены пазы, каждый из которых состоит из прямолинейного и радиального участков, с каждым пазом взаимодействует соответствующий ролик. Ролики располагаются между стенками нижних пазов рамки с радиальными зазорами, величина которых должна быть не менее вариации взаимного расположения объектов в направлении размыкания. Вторая размыкаемая часть и упор закреплены на другом объекте. 2 ил.
Узел расстыковки вилки и розетки электросоединителя относится к машиностроению и может быть использован в конструкциях, где требуется расстыковка вилки и розетки электросоединителя при разделении на две части корпуса, например, летательного аппарата, на котором они закреплены. Технический результат заключается в возможности компенсировать угловые и поперечные смещения разделяемых частей корпуса и обеспечить надежную расстыковку вилки и розетки электросоединителя при разделении на две части корпуса, на котором они закреплены Изобретение содержит вилку и розетку электросоединителя, установленные на разделяемых частях корпуса. На основной части корпуса закреплен кронштейн для розетки с закрепленной на нем розеткой. Розетка вручную стыкуется с вилкой, закрепленной на кронштейне для вилки. На отделяемой части корпуса закреплен кронштейн, имеющий отверстие с продольным пазом. В отверстии кронштейна установлен винт со сферической головкой, который может свободно вращаться в отверстии кронштейна и перемещаться вдоль паза. Резьбовая часть винта со сферической головкой проходит через продольный паз кронштейна и вкручивается в поперечное резьбовое отверстие валика, установленного в кронштейне для вилки таким образом, чтобы продольная ось валика была параллельна продольному пазу кронштейна, а валик мог свободно вращаться относительно своей продольной оси. 3 ил.
Изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива. Вкладыш соплового блока ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ), содержащий трехмерный объемный каркас, сплетенный из комбинированной нити, состоящей из углеродных и кремнеземных нитей с изменяемым долевым соотношением, при этом объемный каркас выполнен из полимерного углестеклопластика, состоящего из комбинированной нити, пропитанной связующим марки ФН с гидровакуумным отверждением. Изобретение обеспечивает регулирование эрозионной стойкости для РДТТ пассивного регулирования тяги.
Изобретение относится к технике радиосвязи, а именно к устройствам радиосвязи с высокоскоростными мобильными объектами, в частности для дистанционного контроля полета беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) в режиме реального времени. Технический результат заключается в расширении функциональных возможностей устройства и повышении уровня безопасности проведения летных испытаний БПЛА. Малогабаритная радиостанция передачи команд управления содержит антенный блок, транспондер, формирователь команд, устройство управления, устройство хранения данных, согласующее устройство, пульт оперативного управления, пульт управления вводом и выводом данных, устройство отображения и модуль гарантированного питания аппаратуры. Антенный блок состоит из приемопередающей антенны телеметрии и командной радиолинии и приемной антенны сигналов навигационных спутниковых систем ГЛОНАСС и GPS. Первый и второй выходы и вход антенного блока соединены с первым и вторым входом и выходом транспондера соответственно. Транспондер включает в себя фидер антенно-фидерного устройства, коммутатор высокочастотных сигналов, приемник навигационных координат беспилотного летательного аппарата и квитанций выполнения команд, передатчик команд управления, усилитель мощности высокочастотного сигнала, малошумящий усилитель высокочастотных сигналов навигационных спутниковых систем и навигационный приемный модуль. Третий выход транспондера соединен с формирователем команд. В формирователь команд введен специальный алгоритм шифрования и преобразования передаваемых команд управления. Первый выход пульта управления вводом и выводом данных подключен к устройству отображения. Модуль гарантированного питания аппаратуры содержит стабилизатор и преобразователь напряжения, аккумуляторную батарею и формирователь выходных напряжений. Первый выход и первый и второй вход устройства управления соединен с первым входом и первым выходом согласующего устройства и выходом пульта оперативного управления соответственно. 1 з.п. ф-лы, 6 ил.
Изобретение относится к ракетным двигателям на твердом топливе (РДТТ). РДТТ пассивного регулирования, содержащий переднюю крышку, заряд с центральным газовым каналом и осесимметричный сопловой блок, при этом на дозвуковом участке, участке критического сечения, сверхзвуковом участке сопла установлены вкладыши приращения площади из материалов: стеклопластик, углепластик, графит ПРОГ-2400СА, углерод-углеродный композиционный материал КИМФ, мелкозернистый графит МПГ-7, углестеклопластик (УСП) и углерод-кремнеземный композиционный материал (УККМ) с регулируемой эрозионной стойкостью от 50 до 100 %за счет закономерного уноса массы материала с поверхности вкладышей под воздействием газового потока продуктов сгорания ракетного твердого топлива в процессе работы двигателя. Изобретение обеспечивает постоянное давление продуктов сгорания топлива, а также снижение тепловой нагрузки на конструкцию. 8 ил.
Изобретение относится к авиационной и ракетной технике, в частности для наружной тепловой защиты. Комплексное теплозащитное покрытие металлических конструкций планера высокоскоростных летательных аппаратов включает несколько теплоизоляционных слоёв. Один слой выполнен из органического или неорганического композиционного материала с тугоплавким наполнителем из неорганических газонаполненных или вакуумированных микросфер, обладающий низкой плотностью. Другой теплозащитный слой выполнен из эрозионно-стойкого абляционного армированного композиционного материала, состоящего из полимерного связующего и двух видов тугоплавких наполнителей, волоконного наполнителя, образующего ткань объемного плетения, и нанодисперсного порошка оксидов или карбидов переходных металлов, на который нанесено защитное лакокрасочное покрытие интумесцентного типа. Слои прочно соединены между собой. Достигается снижение массы. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Литейный сплав на основе железа // 2762954
Изобретение относится к области металлургии, а именно к литейным прецизионным сплавам на основе железа, используемым для изготовления деталей с высокой размерной стабильностью в изделиях прецизионной техники, например электронных приборах, летательных аппаратах, преимущественно работающих в контакте с неметаллами, такими как ситаллы, кварцевое стекло, керамика. Сплав содержит никель, кобальт, ниобий, углерод, железо и примеси при следующем соотношении компонентов, мас.%: никель 31,5-34,5, кобальт 4,0-5,5, ниобий 0,55-1,2, углерод до 0,35, железо и примеси остальное. В качестве примесей сплав содержит хром, марганец и кремний в количестве, не превышающем 0,3 мас.% каждого. Достигается снижение значения термического коэффициента линейного расширения, обеспечивающего сохранение стабильности эксплуатационных характеристик в интервале температур от минус 100 до +300°С, и достаточный для изготовления отливок методом фасонного литья уровень трещиноустойчивости и обрабатываемости. 1 з.п. ф-лы, 2 табл.
Изобретение относится к теплозащитным покрытиям на основе силикатов щелочных металлов и предназначено для использования в авиационной и космической областях. Предложен материал «Вулкан-М» для наружной тепловой защиты летательного аппарата, включает связующее, наполнитель с полыми микросферами, удаляемые в процессе термообработки органические добавки, где в качестве связующего содержит этилсиликат, жидкое стекло каустическое калиевое, коллоидное вяжущее - кремнезоль, в качестве наполнителя используют вакуумные алюмосиликатные микросферы, каолиновые и бентонитовые глины, муллитокремнеземистое волокно, микрокремнезем, а удаляемыми органическими добавками являются триполифосфат натрия в качестве промотора адгезии, пластификатор - полиэтиленгликоль, разжижитель массы - полиметиленнафталинсульфонат, влагоудерживающая добавка - полиалкилацетат при следующем соотношении компонентов (мас.%): этилсиликат (1-2), коллоидное вяжущее - кремнезоль (23-26), стекло жидкое каустическое калиевое (45-50), вакуумные алюмосиликатные микросферы (4-5), каолиновые и бентонитовые глины (15-20), муллитокремнеземистое волокно (2-3), микрокремнезем (0,5-1,5), триполифосфат натрия в качестве промотора адгезии (0,5-1,5), пластификатор - полиэтиленгликоль (0,2-0,4), разжижитель массы - полиметиленнафталинсульфонат (0,4-0,8), влагоудерживающая добавка - полиалкилацетат (0,1). Технический результат – предложенный материал имеет повышенную стойкость, рабочую температуру до 1200°С и низкий коэффициент термического линейного расширения. Материал может использоваться для защиты наружных поверхностей высокоскоростных летательных аппаратов при высоких температурах эксплуатации. 1 табл.
Способ получения толстостенных керамических жаропрочных, теплозащитных и эрозионностойких покрытий // 2728068
Изобретение относится к способам получения жаропрочных, теплозащитных и эрозионностойких керамических покрытий большой (более одного мм) толщины методом плазменного напыления для конструкционных элементов, работающих в условиях воздействия потоков агрессивных газовых сред и значительных термических напряжений, например, для деталей и узлов ракетной техники. Способ получения покрытий, включает плазменное послойное напыление, которое осуществляется последовательно с образованием каждого монослоя толщиной 15±5 мкм, с последующим охлаждением напыленных слоев водовоздушной смесью, которая подается на каждый только что напыленный слой вне зоны контакта изделия с плазменной струей. Температура напыляемых слоев контролируется и поддерживается в интервале 120-200°С за счет интенсивности охлаждения, которая регулируется объемом воды, подаваемой в водовоздушную смесь. Способ характеризуется универсальностью, простотой проведения, отсутствием дорогостоящего специализированного оборудования, и, как следствие, является перспективным для получения широкой гаммы жаропрочных, теплозащитных и эрозионностойких покрытий конструкционных элементов термонагруженных деталей. 1 з.п. ф-лы, 2 табл., 3 ил.
Наномодифицированный эпоксидный композит // 2661583
Изобретение относится к полимерным композитам и предназначено для изготовления теплозащитных покрытий корпусов гиперзвуковых летательных аппаратов. Наномодифицированный эпоксидный композит, включающий эпоксидную смолу, отвердитель, неорганический наполнитель и наночастицы оксида алюминия, или оксида циркония, и/или оксида иттрия в качестве наномодификатора, где в качестве наполнителя содержит кварцевую или кремнеземную ткань объемного переплетения, а наномодификатор выполнен в форме сфер, полученных методом испарения-конденсации, при следующем соотношении компонентов, мас.ч.: смола эпоксидная 100, отвердитель 10, наполнитель 60-65, сферические наночастицы Al2O3, или ZrO2, и/или Y2O3 17-22. Технический результат - обеспечение наномодифицированного эпоксидного композита, обладающего повышенными физико-механическими характеристиками и высокой эрозионной стойкостью. 3 пр., 1 ил.
Изобретения относятся к области ракетных двигателей на твердом топливе. Твердотопливный ракетный двигатель в первом варианте содержит корпус с размещенным в нем твердым топливом, сопловой блок, установленный на заднем днище корпуса, и запальник, включающий воспламенитель твердого топлива, вмонтированный в переднее и/или в заднее днище корпуса. В переднее днище корпуса запальник вмонтирован вдоль оси центрального канала. Запальник включает лазер, соединенный кабелем с источником электропитания и направленный фокусом пучка лазерного излучения заданной формы импульса на слой легковоспламеняющегося вещества, нанесенного на торец воспламенителя, а воспламенитель помещен в перфорированную оболочку и с радиальным просветом установлен в кожухе. В запальнике, установленном в переднем днище корпуса, кожух одним торцом герметически соединен с лазером, а на другом его торце выполнен раструб, на котором установлен дефлектор радиально направленного выброса пламени от воспламенителя на поверхность сквозного центрального канала твердого топлива. В запальнике, установленном в заднем днище корпуса, кожух одним торцом герметически соединен с лазером, а на другом его торце выполнен патрубок, которым запальник эксцентрично центральному каналу вмонтирован в заднее днище корпуса с возможностью концентрированного выброса пламени от воспламенителя через форкамеру на торец твердого топлива. Во втором варианте твердотопливный ракетный двигатель содержит бронирующие покрытия на торцах твердого топлива, а запальник, вмонтирован в переднее днище корпуса и представляет собой лазер. Лазер возбуждает воспламенение твердого топлива фокусом направленного пучка лазерного излучения заданной формы импульса через форкамеру на торец твердого топлива, для чего в бронирующем покрытии торца твердого топлива образована локальная зона воспламенения с возможностью перехода горения в центральный канал твердого топлива. В третьем варианте ракетного двигателя в качестве запальника в заднее днище корпуса эксцентрично соплу вмонтирован лазер, возбуждающий воспламенение твердого топлива фокусом направленного пучка лазерного излучения заданной формы импульса через форкамеру в одну из сотовых ячеек пирамидальной формы, выполненных на торце твердого топлива, с последующим переходом горения по всей сотовой пирамидально-ячеистой поверхности торца твердого топлива. Группа изобретений позволяет повысить надежность и сократить время воспламенения твердого топлива. 3 н.п. ф-лы, 8 ил.
