Патенты автора Соколовский Михаил Иванович (RU)

Изобретение относится к ракетостроению, а именно к разработке имитаторов наполнителей камер сгорания топлива. Состав инертного наполнителя содержит компоненты-наполнители и связующее, состоящее из эпоксидной смолы и аминного отвердителя. В качестве компонентов-наполнителей используется смесь резиновой крошки с дробью колотой из черных металлов. Изобретение обеспечивает состав инертного наполнителя, который является универсальным с широким диапазоном регулирования плотности и соответствующими массоцентровочными и адгезионными свойствами. 1 табл., 2 пр.

Изобретение относится к области морской техники, а именно к оборудованию подводных движущихся объектов аварийными средствами выбрасываемых сигнальных устройств. Спасаемый накопитель информации содержит корпус для установки на изделие, спасаемую капсулу с накопителем информации, устройство продольной фиксации спасаемой капсулы в корпусе, поршневую систему пневмотолкателя спасаемой капсулы, газогенератор, устройство задействования газогенератора. Спасаемая капсула выполнена в виде составной сферической оболочки с крышкой, которая снабжена гильзой-поршнем цилиндрической формы и системой удержания в виде гибкой кинематической связи. Спасаемая капсула в верхней половине снабжена соосной наружной цилиндрической поверхностью, кольцевой канавкой и локальными опорными торцевыми выступами, с которыми взаимодействует кольцевой донный якорь с центральным отверстием и внутренней полостью. Кольцевой донный якорь снабжен механизмом фиксации в виде набора равнорасположенных по периметру его наружного диаметра пружинных элементов с зацепами. Зацепы снабжены регулирующими упорами-винтами. Донный якорь объединен с корпусом спасаемой капсулы гибкой кинематической связью. Достигается повышение эксплуатационной надежности. 3 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к стендовому оборудованию, применяемому при огневых стендовых испытаниях ракетных двигателей на твердом топливе. Установка для гашения ракетного двигателя на твердом топливе при испытаниях содержит источник жидкого хладагента, а также соединенное с ним через трубопровод и управляющий клапан кольцевое сверло с отверстиями в стаканообразном корпусе, закрепленное в механизме привода вращения и подачи кольцевого сверла. Внутри стаканообразного корпуса размещен подпружиненный поршень с возможностью перекрытия отверстий при перемещении. На поршне установлены толкатели с осевыми отверстиями, при этом в отверстиях стенок стаканообразного корпуса и толкателях размещены поворотные форсунки. В стаканообразном корпусе кольцевого сверла соосно установлено центрирующее сверло. Изобретение позволяет повысить достоверность получаемой при испытаниях информации о состоянии материальной части ракетного двигателя твердого топлива за счет повышения эффективности его гашения. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании твердотопливных двигательных установок для многоступенчатых баллистических ракет. Ракетная двигательная установка содержит двигатели предыдущей и последующей ступени, соединенные через межступенчатый отсек, образованный с помощью узлов стыка двигателей. Днище двигателя предыдущей ступени выполнено с профилем, эквидистантным профилю сопла последующей ступени, и размещено в нем с зазором, исключающим их контакт при работе. Сопло двигателя последующей ступени выполнено с расширением, при котором срез сопла имеет диаметр меньше внутреннего диаметра межступенчатого отсека на величину зазора между ними, исключающего их контакт при работе. Изобретение позволяет снизить габариты двигательной установки и повысить ее энергетические характеристики. 1 ил.

Изобретение относится к машиностроению, а именно к снаряженным корпусам ракетных двигателей твердого топлива, и может быть использовано при их проектировании и отработке. Снаряженный корпус ракетного двигателя твердого топлива содержит заряд, раскрепленный от днища корпуса манжетой, и экран. Экран расположен в полости между днищем корпуса и манжетой и скреплен с последней эластичным кольцом, выполненным в виде двух сопряженных по большему диаметру кольцевых оболочек. Оболочки эластичного кольца в зоне сопряжения скреплены между собой на кольцевом участке через кольцевую прокладку, отличающуюся по цвету от оболочек. Изобретение позволяет обеспечить расчетный режим работы ракетного двигателя на начальном участке, уменьшить разброс по времени выхода двигателя на режим, а также повысить надежность его работы. 5 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с зарядом, имеющим глухой канал

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетных двигателей, раздвижные сопла которых имеют несколько выдвигаемых насадков

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании корпуса ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) малого удлинения и заряда скрепленного, содержащего данный корпус

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива системы аварийного спасения космического корабля

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива системы аварийного спасения космического корабля

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к стендовому оборудованию, предназначенному для гидроиспытаний корпусов ракетных двигателей на твердом топливе (РДТТ) на внутреннее давление

Изобретение относится к области авиационного машиностроения и может быть использовано при проектировании, изготовлении и эксплуатации авиационных двигателей

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке раздвижных сопловых насадков ракетных двигателей

Изобретение относится к машиностроению, а именно к снаряженным корпусам ракетных двигателей на твердом топливе (РДТТ), и может быть использовано при создании твердотопливных двигателей ракет

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с изменяемым в полете значением суммарного импульса тяги

Изобретение относится к машиностроению, а именно к корпусам твердотопливных ракетных двигателей из композиционного материала

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании раздвижных насадков сопел ракетных двигателей

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при создании газоперекачивающих агрегатов с газотурбинным приводом

Изобретение относится к машиностроению, а именно к корпусам ракетных двигателей на твердом топливе, изготовляемым из композиционного материала

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании раздвижных сопел ракетных двигателей преимущественно с большой степенью расширения

Изобретение относится к машиностроению, а именно к корпусу ракетного двигателя твердого топлива, изготовляемому из композиционного материала

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке раздвижных сопел ракетных двигателей

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании твердотопливных двигательных установок для многоступенчатых ракет-носителей

Изобретение относится к области изготовления оболочек из композиционных материалов и может найти применение в конструкциях корпусов ракетных двигателей твердого топлива, выполненных из полимерных композиционных материалов

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетных двигателей на твердом топливе

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании раздвижных сопел (РДТТ, ЖРД и т.д.)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетных двигателей твердого топлива, в особенности, имеющих большой коэффициент объемного заполнения, в частности, с глухим каналом

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к соплам большой степени расширения с телескопически складываемым раструбом

Изобретение относится к раздвижным соплам ракетных двигателей, применяемых чаще всего для сокращения габаритов сопла в транспортном положении при ограничении габаритов ракетных комплексов

Изобретение относится к области авиационного машиностроения и может быть использовано при проектировании, изготовлении и эксплуатации турбовентиляторных двигателей

РАКЕТА // 2293283
Изобретение относится к области вооружения

Изобретение относится к корпусам ракетных двигателей твердого топлива, изготовляемым из композиционных материалов

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании летательных аппаратов, содержащих двухрежимный двигатель

Изобретение относится к машиностроению, а именно к баллонам давления, изготовляемым из композиционного материала, в полюсных отверстиях которых установлены металлические фланцы, и может быть использовано при создании твердотопливных двигателей ракет, в химическом машиностроении, а также в других отраслях промышленности

 


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