Патенты автора Рожков Михаил Викторович (RU)

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Ракетный разгонный блок содержит криогенный бак окислителя с основными продольными перегородками, дополнительными придонными перегородками и заборным устройством, маршевый двигатель и дополнительную автономную двигательную установку системы ориентации и обеспечения запуска. Криогенный бак окислителя снабжен демпфирующей горизонтальной кольцевой перегородкой, размещенной с зазором по отношению к оболочке криогенного бака окислителя. Демпфирующая горизонтальная кольцевая перегородка выполнена в виде секторов, каждый из которых закреплен к соответствующим основным продольным перегородкам. Каждый сектор имеет отбортовку в сторону нижнего днища криогенного бака окислителя. Криогенный бак окислителя снабжен придонной сетчатой перегородкой, размещенной между дополнительными придонными перегородками и заборным устройством. Техническим результатом изобретения является обеспечение надежного запуска маршевого двигателя разгонного блока. 4 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Ракетный разгонный блок содержит криогенный бак окислителя с дополнительными придонными перегородками, заборным устройством, штангой датчика уровня криогенного топлива, маршевый двигатель. Криогенный бак окислителя снабжен каплеотражателем, состоящим из внутреннего усеченного конуса с дном в малом основании, при этом большее основание его обращено к верхнему днищу криогенного бака окислителя, и внешнего усеченного конуса, большее основание которого обращено к нижнему днищу криогенного бака окислителя, причем меньшим основанием внешний усеченный конус плавно сопряжен с большим основанием внутреннего усеченного конуса, в сопряжении внутреннего усеченного конуса с внешним усеченным конусом выполнены отверстия, равномерно распределенные по окружности сопряжения. В дне внутреннего усеченного конуса каплеотражателя выполнено центральное отверстие, через которое проходит штанга датчика уровня криогенного топлива. Каплеотражатель закреплен на штанге датчика уровня криогенного топлива над дополнительными придонными перегородками. Техническим результатом изобретения является обеспечение надежного запуска маршевого двигателя разгонного блока и последующей его работы. 2 ил.
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть применено в различных видах техники, где используется пневмогидравлическая система. Заявленный способ испытания пневмогидравлической системы включает подачу контрольного газа в пневмогидравлическую систему, контроль испытательного давления в ней и проверку герметичности, при этом после подачи контрольного газа во внутреннюю полость пневмогидравлической системы до закрытых элементов пневмогидравлической арматуры, которые не позволяют перетекание контрольного газа в другие полости пневмогидравлической системы без принудительного открытия элементов пневмогидравлической арматуры, поочередно проверяют функционирование элементов пневмогидравлической арматуры путем их срабатывания, фиксируют перетекание контрольного газа, контролируя наличие испытательного давления контрольного газа в соответствующих полостях пневмогидравлической системы, после чего проводят проверку герметичности заполненных полостей пневмогидравлической системы, после заполнения контрольным газом всей пневмогидравлической системы поочередно сбрасывают контрольный газ из полостей, расположенных за каждым элементом пневмогидравлической арматуры, контролируют испытательное давление на входе в каждый элемент пневмогидравлической арматуры, после чего поочередно производят замер герметичности на выходе каждого элемента пневмогидравлической арматуры, затем сбрасывают контрольный газ из оставшихся заполненных контрольным газом полостей пневмогидравлической системы в последовательности, обеспечивающей несрабатывание элементов пневмогидравлической арматуры, ранее проверенных на функционирование и на герметичность, далее контролируют отсутствие давления контрольного газа во всех полостях пневмогидравлической системы. Технический результат заключается в повышении качества проведения испытаний на герметичность пневмогидравлической системы за счет контроля функционирования и герметичности элементов пневмогидравлической арматуры при последнем ее срабатывании в процессе проведения испытаний.

Группа изобретений относится к теплоизоляции агрегатов двигательной установки космического объекта (ДУ КО). Теплоизоляция агрегатов ДУ КО содержит теплоизоляцию из пакетов экранно-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ) криогенного бака и гермооболочку криогенного бака поверх них из мягкого неметаллического материала. На криогенном баке размещен блок подачи криогенного компонента - расходный клапан и бустерный турбонасосный агрегат с насосом и турбиной, работающей от подачи испаренного криогенного компонента в рубашке камеры сгорания маршевого двигателя ДУ. В теплоизоляцию агрегатов ДУ КО введена теплоизоляция блока подачи криогенного компонента. Теплоизоляция блока подачи криогенного компонента состоит из теплоизоляционного материала, размещенных поверх него пакетов ЭВТИ и гермооболочки блока подачи криогенного компонента поверх нее, расположенной с зазором к ЭВТИ. Техническим результатом группы изобретений является обеспечение уменьшения потерь криогенного компонента за счет снижения уровня теплового потока, поступающего в криогенный бак. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Группа изобретений относится к теплоизоляции агрегатов двигательной установки космического объекта (ДУ КО). Теплоизоляция агрегатов ДУ КО содержит теплоизоляцию из пакетов экранно-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ) криогенного бака и гермооболочку криогенного бака поверх них из мягкого неметаллического материала. На криогенном баке размещен блок подачи криогенного компонента - расходный клапан и бустерный турбонасосный агрегат с насосом и турбиной, работающей от подачи горячего газа из газовода за газогенератором маршевого двигателя ДУ. В теплоизоляцию агрегатов (ДУ КО) введена теплоизоляция блока подачи криогенного компонента. Теплоизоляция блока подачи криогенного компонента состоит из теплоизоляционного материала, размещенных поверх него пакетов ЭВТИ и гермооболочки блока подачи криогенного компонента поверх нее, расположенной с зазором к ЭВТИ. Техническим результатом группы изобретений является обеспечение уменьшения потерь криогенного компонента за счет снижения уровня теплового потока, поступающего в криогенный бак. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигателях космических объектов (КО). Система отбора жидкости в ракетный двигатель КО содержит бак с нижним днищем с приямком, расходным клапаном с дополнительной полостью, заборное устройство, крепежные элементы. Приямок выполнен в виде большой сферической оболочки, переходящей в малую сферическую оболочку с расходным фланцем, и содержит опорные площадки с полой сферой с приваренными ребрами, кронштейны, перфорированную сферическую оболочку. Заборное устройство содержит корпус в виде расположенных друг над другом верхнего плоского кольца и нижнего кольца с центральными отверстиями, размещенными на общей оси, ребра, втулки, фильтрующий элемент, выполненный двумя контурами, содержит кольцевую мелкоячеистую решетку, кольцевой сетчатый ловитель. Изобретение позволяет повысить надежность работы двигательной установки (ДУ) КО и уменьшить массу ДУ КО. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно, к конструкции ракетных разгонных блоков. Ракетный разгонный блок содержит криогенный бак окислителя и бак горючего в виде сегментов полого тора, двухконтурную ферму, корпусной отсек и маршевый двигатель. К нижнему шпангоуту наружного контура двухконтурной фермы пристыкован корпусной отсек. К шпангоуту внутреннего контура двухконтурной фермы присоединено силовое кольцо, на которое установлен маршевый двигатель. По наружному контуру криогенный бак окислителя и бак горючего закреплены шарнирными регулируемыми тягами. По внутреннему контуру криогенный бак окислителя и бак горючего присоединены к силовому кольцу шарнирными регулируемыми растяжками. Техническим результатом изобретения является создание ракетного разгонного блока, обеспечивающего выведение полезных грузов на целевые орбиты с применением существующих ракет-носителей сверхлегкого класса с максимальным использованием конструктивных элементов. 2 н.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в двигателях космических объектов (КО). Капиллярная система хранения и отбора жидкости в ракетный двигатель КО содержит топливный бак с крышкой и нижним днищем, радиальные перфорированные перегородки, кронштейны, трубопровод с теплообменником, хомуты, коническую обечайку, гайку, стрежень с резьбой и площадкой, заборное устройство с корпусом в виде расположенных друг над другом и соединённых ребрами верхнего плоского кольца с внутренней кромкой, выполненной в виде утолщения с лабиринтными кольцевыми выступами, и нижнего кольца с центральными отверстиями или корпусом с большим конусом, переходящим в малый конус с расходным фланцем, накопителем капиллярного типа с капиллярной сеткой, теплообменником, тарелью в виде плоского кольца, конической обечайкой, дозирующим устройством, капиллярной сеткой, крепежными элементами, расходным клапаном, несущим диском с периферийными и центральным отверстиями и радиальными окнами, полой осью с верхней чашей с прорезами и нижней чашей с прорезями и площадкой. Изобретение позволяет повысить надежность двигательной установки (ДУ) КО, уменьшить массу ДУ КО. 2 н.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных установках (ДУ) космических объектов (КО). ДУ КО содержит криогенный бак с расходным клапаном и с бустерным турбонасосом, баллон высокого давления с газообразным криогенным компонентом для раскрутки турбины бустерного турбонасоса, маршевый двигатель с турбонасосным агрегатом, гидравлический конденсатор. Гидравлический конденсатор содержит корпус со штуцером, патрубок со стенкой с отверстиями, направленными по потоку жидкого криогенного компонента из криогенного бака в маршевый двигатель. Изобретение позволяет повысить энергомассовые характеристики ДУ КО. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при подготовке к старту ракеты космического назначения (РКН). Устройство обеспечения чистоты объектов космической головной части содержит побудитель расхода газового компонента, газовод, фильтр, рассекатель потока газового компонента, прибор контроля чистоты газового компонента, замкнутый объем в виде контейнера с космическим аппаратом и адаптером. Замкнутый объем образован штатным внешним переходником разгонного блока с технологическими крышками и содержит пылеулавливатель, вибродинамический возбудитель, входной патрубок, выходной патрубок со штуцером. Изобретение позволяет повысить качество чистоты объектов космической головной части, уменьшить время на подготовку к старту РКН. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции дренажа криогенного компонента из криогенного бака ракетного разгонного блока в составе ракеты космического назначения. Дренажное устройство криогенного компонента ракетного разгонного блока со съемным отсеком состоит из дренажного клапана, дренажного трубопровода и компенсатора угловых перемещений в составе дренажного трубопровода. Дренажный трубопровод выполнен из двух частей, связанных между собой разделяемым в полете стыком. Первая часть дренажного трубопровода проходит внутри ракетного разгонного блока. В первую часть дренажного трубопровода введены гибкий элемент и дополнительный компенсатор угловых перемещений. Компенсатор угловых перемещений и дополнительный компенсатор угловых перемещений соединены гибким элементом. Вторая часть дренажного трубопровода, снабженная компенсатором линейных перемещений, проходит через съемный отсек и выведена за пределы ракетного разгонного блока. Техническим результатом изобретения является обеспечение надежной эксплуатации дренажной магистрали и пожаровзрывобезопасности ракетного разгонного блока со съемным отсеком. 4 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в последних ступенях ракет-носителей. Ракетно-космическая система (РКС) содержит ракету-носитель с последней ступенью с внешним корпусным отсеком с силовым промежуточным опорным шпангоутом с состыкованными между собой с помощью крепежных элементов наружным и внутренним шпангоутами, космический аппарат с головным обтекателем с торцевым шпангоутом. Внешний диаметр силового промежуточного опорного шпангоута соответствует диаметру торцевого шпангоута головного обтекателя. Изобретение позволяет обеспечить стыковку различных типоразмеров головных обтекателей с ракетами-носителями без увеличения времени сборки подготовки к старту РКС. 2 ил.

Изобретение относится к разъемным соединениям и может быть использовано для демонтажа и монтажа заменяемого агрегата пневмогидросистемы с ограниченным сроком службы. Устройство для демонтажа и монтажа заменяемого агрегата пневмогидросистемы содержит трубопроводы устройства с несменными частями гидроразъемов, силовой каркас, узлы компенсации, прижимы в виде ленточных полухомутов с прокладками и крепежными элементами. Узел компенсации содержит штуцер, наконечник в виде сферической головки с хвостовиком и канавкой, уплотнительную прокладку, накидную гайку с кольцевым ограничителем, гильзу с полухомутами, крепеж, сферический вкладыш с пазом, боковым вырезом и заходными фасками, втулку, две лыски. Собирают узлы компенсации, устанавливают уплотнительную прокладку, соединяют наконечник со сферическим вкладышем, поворачивают наконечник относительно сферического вкладыша на 90 градусов, устанавливают уплотнительные прокладки, вводят сферический вкладыш с наконечником в полость штуцера, смещают наконечник и сферический вкладыш до упора в торец штуцера, устанавливают втулку внутрь штуцера, навинчивают накидную гайку на штуцер до упора, устанавливают гильзу с полухомутами, изготавливают трубопроводы устройства, крепят к силовому каркасу несменную часть гидроразъема каждого трубопровода устройства с помощью ленточных полухомутов, прокладок и крепежных элементов. Изобретение позволяет обеспечить процесс замены гидроагрегатов с отклонениями трубопроводов по длине и по углу. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных установках (ДУ) космических летательных аппаратов (КЛА). ДУ КЛА содержит криогенный бак с экранно-вакуумной теплоизоляцией и каналом с теплообменником, расходный клапан, бустерный насос, заборное устройство с накопителем капиллярного типа с теплообменником и дроссельным устройством, пневмогидравлическую систему с трубопроводом. Размеры поперечного сечения канала соответствуют максимальным наружным размерам поперечного сечения теплообменника. Изобретение позволяет охладить криогенный компонент в накопителе капиллярного типа. 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, криогенной технике и касается пневмогидравлического соединения стыкуемых объектов. Устройство защиты пневмогидравлического соединения содержит кожух, который установлен на соединение и снабжен штуцером с заглушкой. Кожух герметично установлен на стыкуемые объекты. В кожух вварен биметаллический переходник. Заглушка также приварена к штуцеру кожуха. Во время испытания устройства защиты пневмогидравлического соединения фиксируют герметичность пневмогидравлического соединения стыкуемых космических объектов в результате контроля его герметичности. При этом заполняют через штуцер полость кожуха избыточным давлением гелиево-воздушной смеси, проверяют герметичность кожуха. Устанавливают герметичную заглушку на штуцер и проверяют на герметичность соединение заглушки со штуцером, используя остаточную гелиево-воздушную смесь в полости кожуха. Достигается увеличение надежности функционирования стыкуемых объектов при разгерметизации соединения, например, вследствие вибрации, ударных, температурных и прочих воздействий. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к космической головной части и к способу ее сборки. Космическая головная часть содержит космический аппарат, головной обтекатель и переходную систему, которая обеспечивает стыковку ракеты-носителя с космическим аппаратом. В состав космического аппарата выше его центра масс введен силовой шпангоут, к которому пристыкована переходная система с помощью торцевого разъемного, разделяемого в полете, соединения. Головной обтекатель установлен на силовой шпангоут космического аппарата, космический аппарат размещен во внутренней полости переходной системы. На внутренней поверхности переходной системы установлены скользящие опоры, движущиеся по направляющим поверхностям космического аппарата при отделении от него переходной системы. Способ сборки космической головной части содержит стыковку переходной системы со шпангоутом космического аппарата. В вертикальном положении космический аппарат опускают во внутреннюю полость переходной системы. В направляющие поверхности космического аппарата вводятся скользящие опоры переходной системы. После стыковки космического аппарата с переходной системой к силовому шпангоуту космического аппарата стыкуют головной обтекатель. Достигается уменьшение массы и упрощение сборки головной части ракеты-носителя. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Двигательная установка включает криогенный бак с экранно-вакуумной теплоизоляцией, расходный клапан, бустерный насос, трубопровод питания, камеру сгорания двигателя и заборное устройство криогенного бака, содержащее нижнее днище криогенного бака, накопитель капиллярного типа с теплообменником под сеточным разделителем и дроссельное устройство. На входе в камеру сгорания двигателя установлен двухпозиционный пуско-отсечной клапан, обеспечивающий до запуска двигателя выход испаренной криогенной жидкости за пределы космического летательного аппарата, и вводящий в процессе и после запуска двигателя криогенную жидкость в камеру сгорания двигателя. Двигательная установка по первому варианту содержит канал, сообщающий выход из теплообменника с полостью между расходным клапаном и бустерным насосом, обеспечивающий постоянное захолаживание конструкции двигателя до пуска двигателя и между его запусками. Двигательная установка по второму варианту содержит трубопровод с компенсатором перемещений, сообщающий выход из теплообменника с трубопроводом питания за бустерным насосом. Способ эксплуатации двигательной установки включает подачу криогенной жидкости из накопителя в теплообменник через дроссельное устройство и охлаждение криогенной жидкости в накопителе с помощью теплообменника. До очередного запуска двигателя сообщают трубопровод питания двигателя с дренажно-подпорным трубопроводом, далее при очередном запуске и штатной работе двигателя сообщают трубопровод питания двигателя с камерой сгорания двигателя, по окончании работы двигателя сообщают трубопровод питания двигателя с дренажно-подпорным трубопроводом для обеспечения охлаждения конструкции двигателя до следующего его запуска. Достигается улучшение массовых характеристик двигательной установки космического летательного аппарата и повышение надежности ее функционирования. 3 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетным двигательным установкам на криогенном топливе

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к средствам выведения аппаратов космического назначения на заданные орбиты

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции космической головной части, входящей в состав ракет космического назначения

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к средствам выведения аппаратов космического назначения на заданные орбиты

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к средствам выведения аппаратов космического назначения на заданные орбиты

Изобретение относится к ракетно-космической технике

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции дренажа криогенного компонента из криогенного бака разгонного ракетного блока

Изобретение относится к трубопроводному транспорту и может быть использовано в различных видах промышленности (газовой, нефтяной, молочной, авиационной, космической и др.), где необходима компенсация угловых и линейных перемещений трубопроводов в больших пределах

Изобретение относится к средствам стыковки и разделения пневмогидравлических систем космических объектов (КО)

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к устройствам заправки (слива) окислителя ракетного разгонного блока

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть применено в двигательной установке космического объекта, использующего криогенное топливо

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к двигательным установкам с пневмосистемами

Изобретение относится к ракетно-космической технике

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в других областях техники, где возможна эксплуатация емкостей при низких температурах

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции космической головной части

Изобретение относится к теплоизоляции, преимущественно криогенных емкостей космических изделий

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции ракетных разгонных блоков

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции ракетных разгонных блоков

Изобретение относится к ракетно-космической технике, криогенной технике и может быть применено в других отраслях промышленности

Изобретение относится к ракетно-космической технике

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к двигательным установкам ракетного блока

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к двигательным установкам ракетного разгонного блока

Изобретение относится к средствам обеспечения температурного режима изделий космической техники

Изобретение относится к ракетно-космической технике

Изобретение относится к механике, может использоваться, в частности, в космической технике, а именно в вопросах обслуживания внутренней полости собранного изделия без расстыковки пневмогидравлических магистралей

Изобретение относится к криогенной и ракетно-космической технике и может быть использовано при теплоизолировании поверхностей баков, поверхностей емкостей для хранения и транспортирования криогенных жидкостей и т.п

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к способу сборки космической головной части ракет космического назначения

Изобретение относится к области эксплуатации криогенных емкостей, преимущественно в ракетно-космической технике

Изобретение относится к поворотно-осевым компенсаторам для трубопроводов пневмогидравлических систем в ракетно-космической технике

Изобретение относится к трубопроводному транспорту и используется в пневмогидравлических системах

ДЕМПФЕР // 2360851
Изобретение относится к ракетно-космической и криогенной технике

ДЕМПФЕР // 2360850
Изобретение относится к ракетно-космической и криогенной технике

 


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