Патенты автора Саврушкин Владимир Андреевич (RU)
Изобретение относится к области ракетно-космической технике, а более конкретно к охлаждению. Устройство тепловой защиты летательного аппарата выполнено в виде внешней и внутренней оболочек. Хладагент расположен в модулях капсульного типа, выполненных из капиллярно-пористого сетчатого материала, облицованного со всех сторон фольгой. Модули жестко закреплены на всей площади внешней поверхности внутренней оболочки с образованием зазора для выхода паров хладагента между внешней поверхностью модулей и внутренней поверхностью внешней обечайки. Внешняя поверхность модулей закрыта фольгой с малой степенью черноты, при этом толщина фольги определена из выявленного авторами соотношения. Достигается повышение долговечности. 2 ил.
Испаритель // 2755365
Изобретение относится к теплотехнике и может быть использовано преимущественно в системах охлаждения тепловыделяющих приборов ракетно-космического применения. Корпус испарителя выполнен в виде плоского основания и кожуха с расположенными на противоположных боковых стенках заправочным и пароотводящим штуцерами. Во внутреннем объеме кожуха выполнены продольные ребра с отверстиями, жестко контактирующие с капиллярно-пористой насадкой, а паровым коллектором является объем, ограниченный ближним к боковой стенке крышки кожуха с пароотводящим штуцером сплошным ребром с этой боковой стенкой. Капиллярно-пористая насадка выполнена в виде двухслойной сетки, состоящей из спеченных внутреннего и внешнего слоев. Внутренний слой сетки выполнен из многослойного мелкоячеистого сетчатого материала, а внешний слой выполнен из крупноячеистой сетки, сопряженной с внутренней нагреваемой поверхностью основания. Во внутренних межреберных полостях кожуха расположена крупнопористая насадка в виде металлического войлока. Дополнительно испаритель может быть выполнен с установкой обратного клапана на пароотводящем штуцере. Изобретение обеспечивает повышение эффективности отводящего тепловой поток испарителя с пониженным термическим сопротивлением в зоне теплообмена. 1 з.п. ф-лы, 2 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.
Установка для испытаний контурной тепловой трубы системы терморегулирования летательного аппарата // 2675970
Техническое решение относится к теплотехнике, в частности к системам терморегулирования (СТР) приборов авиационной и ракетной техники. В установке для испытаний контурной тепловой трубы СТР ЛА, содержащей каркас, нагреватель, охладитель и средства измерения температуры, каркас выполнен в виде пространственной силовой рамы с возможностью выдерживания воздействующих в полете на ЛА механических нагрузок, установка снабжена установленным в каркасе охладителем конденсатора КТТ, выполненным в виде теплового аккумулятора с определенной заранее массой рабочего вещества, при этом охладитель конденсатора и нагреватель с испарителем КТТ расположены в противоположных концах каркаса, паропровод и конденсатопровод КТТ закреплены на каркасе установки с заданным шагом крепления, а нагреватель с испарителем КТТ и тепловой аккумулятор теплоизолированы. Технический результат - подтверждение работоспособности контурной тепловой трубы СТР ЛА, совершающего полет в условиях знакопеременных и меняющихся по времени внешних механических нагрузок (значительных по величине перегрузок, вибраций). 1 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 авиационной и ракетной технике и может быть использовано для обеспечения теплового режима бортовой аппаратуры сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов (ЛА). Устройство тепловой защиты ЛА выполнено в виде внешней и внутренней оболочек и содержит пропитанный хладагентом охлаждающий материал. Охлаждающий материал размещен на внешней поверхности внутренней оболочки и выполнен в виде сегментов, размещенных по всей поверхности оболочки с зазорами не менее, чем величина теплового расширения материала сегмента под воздействием теплового потока от внешней оболочки. На заднем торце устройства по направлению полета ЛА выполнены отверстия для отвода паров хладагента по паропроводам в полость негерметичного отсека ЛА, неподверженную воздействию внешнего скоростного напора. Техническим результатом изобретения является уменьшение массогабаритных характеристик устройства и упрощение конструкции. 6 з.п. ф-лы, 1 ил.
