Патенты автора Тупицын Николай Николаевич (RU)

Изобретение относится к области медицины и может быть использовано для распознавания структуры ядер бластов крови и костного мозга с применением световой микроскопии в сочетании с компьютерной обработкой данных. Согласно изобретению получают цветное изображение мазков крови и/или костного мозга, используя компьютерный анализатор, выделяют на изображении лейкоциты и получают их бинарное изображение, на бинарном изображении лейкоцитов последовательным сканированием проводят процедуру заполнения пустот, измеряют пространственно-яркостное распределение пикселей изображения и определяют значение текстурных признаков, характеризующих структуру ядра, для представлений цветовых моделей лейкоцитов, на основе текстурных признаков формируют матрицу числовых текстурных признаков структуры ядра, в столбцах которой указаны значения текстурных признаков, а в строках приведены изображения лейкоцитов, используемые для распознавания структуры ядер бластов. Определение значений текстурных признаков, характеризующих структуру ядра лейкоцитов, осуществляют для четырех направлений смежности, при этом текстурный признак «локальная однородность» для красного компонента цветного изображения определяют с использованием расстояний смежности в одиннадцать пикселей, текстурный признак «момент инерции» для красного компонента цветного изображения определяют путем расчета для расстояния смежности в два пикселя, текстурный признак «момент инерции» для синего компонента цветного изображения определяют с использованием расстояний смежности в семь пикселей, текстурный признак «энтропия» для синего компонента цветного изображения определяют с использованием расстояний смежности в шесть пикселей и текстурный признак «энергия» для синего компонента цветного изображения определяют с использованием расстояний смежности в шесть пикселей. Изобретение обеспечивает повышение достоверности постановки диагноза за счет использования признаков, позволяющих обеспечить высокую информативность. 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике и может быть использована при проектировании и эксплуатации орбитальных блоков с жидкостной ракетной двигательной установкой (ЖРДУ), особенно с многократным запуском маршевого двигателя (МД) в процессе длительного полета орбитального блока (ОБ) в условиях невесомости. Способ предпусковой инерционной сепарации в невесомости газовых включений в жидком компоненте топлива орбитального блока (вариант 1) с его космическим аппаратом, маршевым двигателем, топливным баком и двигательной установкой стабилизации, ориентации и обеспечения запуска включает в себя создание у выхода из топливного бака в течение времени сепарации сепарирующего ускорения, причем при расположении центра масс орбитального блока выше вершины топливного бака для создания упомянутого сепарирующего ускорения перед запуском маршевого двигателя выполняют программный сепарирующий разворот орбитального блока относительно его поперечной оси инерции с угловой скоростью вращения, которую выбирают из условия где ω - угловая скорость вращения; g - сепарирующее ускорение; Н - высота топливного бака; h - расстояние до центра масс. Рассмотрен способ предпусковой инерционной сепарации в невесомости газовых включений в жидком компоненте топлива орбитального блока при расположении центра масс орбитального блока ниже вершины топливного бака. Изобретение обеспечивает многократное снижение расхода топлива двигательной установки стабилизации, ориентации и обеспечения запуска на создание предпусковой тяги и уменьшение возмущений заданной траектории полета ОБ. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а более конкретно к компоновке ракеты-носителя. Компоновка многоступенчатой модульной ракеты-носителя включает первую ступень, содержащую не более десяти боковых ракетных модулей с жидкостными ракетными двигателями, одинаковыми габаритами и объемом топливных баков. Модули расположены вокруг центрального ракетного блока, выполненного в виде соединенных между собой по пакетной схеме и не разделяющихся в полете универсальных ракетных модулей с размещенной на нем полезной нагрузкой. Центральный ракетный блок состоит по крайней мере из двух ступеней и содержит от двух до четырех универсальных ракетных модулей. Каждый из указанных модулей представляет собой выполненную по тандемной схеме многоступенчатую ракету-носитель. Достигается расширение диапазона грузоподъемности. 2 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области медицины, а именно к медицинской диагностике, и может быть использовано для распознавания структуры ядер бластов крови и костного мозга с применением световой микроскопии в сочетании с компьютерной обработкой данных для диагностики В- и Т-линейных острых лимфобластных лейкозов. Получают компьютерным анализатором цветное изображения с мазков. Осуществляют выделение на изображении лейкоцитов и получают бинарное изображение, на котором последовательным сканированием изображения проводят процедуру заполнения пустот внутри границы клетки. Измеряют пространственно-яркостное распределение пикселей изображения. Определяют значение текстурных индексов, характеризующих структуру ядра, для представлений цветовых моделей лейкоцитов. На основе индексов формируют матрицу числовых текстурных индексов структуры ядра, где по столбцам располагают значения индексов, а по строкам изображения лейкоцитов, для распознавания структуры ядер бластов. Способ обеспечивает проведение дифференциальной диагностики В- и Т-линейных ОЛЛ за счет сочетания световой микроскопии с компьютерной обработкой данных. 6 з.п. ф-лы, 2 ил..

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 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 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 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 области медицины, а именно к иммунологии, и может быть использовано для количественного определения клеток-предшественников в кроветворной ткани. Для этого проводят окраску клеточного субстрата одновременно моноклональными антителами к антигену CD34 и нуклеотропным (ядерным) красителем Syto16, при этом подсчет клеток-предшественников (CD34+) осуществляют в пределах Syto16+ клеток. Использование данного способа позволяет количественно учесть всю популяцию CD34+CD45 клеток в пределах ядросодержащих Syto16+ без предварительного ограничения области анализа на основании экспрессии антигена CD45 и избежать занижения процента CD34+ клеток-предшественников. 1 пр., 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 и может быть применено в двигательной установке космического объекта, использующего криогенное топливо

Изобретение относится к области криогенного насосостроения

Изобретение относится к области агрегатов подачи жидких рабочих тел (насосов) и предназначено для повышения надежности работы насосов подачи криогенных рабочих тел и расширения диапазона допустимой температуры применения криогенных рабочих тел

Изобретение относится к двигательным системам космических аппаратов, в частности разгонных блоков, выводящих полезные грузы на околоземные и межпланетные орбиты

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к двигательным системам ракетных блоков

Изобретение относится к способам заправки жидкими криогенными компонентами топливных баков ракетно-космических систем

 


Наверх