Патенты автора Миронов Вадим Всеволодович (RU)
ИЗЛУЧАТЕЛЬ УСТРОЙСТВА СБРОСА НИЗКОПОТЕНЦИАЛЬНОГО ТЕПЛА В КОСМИЧЕСКОЕ ПРОСТРАНСТВО (ВАРИАНТЫ) // 2705538
Группа изобретений относится к области космической техники, а более конкретно к излучателям низкопотенциальной энергии. Излучатель устройства сброса низкопотенциальной энергии космического аппарата содержит по меньшей мере одну трубку из теплопроводящего материала с по меньшей мере одним продольным ребром, выполненным за одно целое с трубкой. В первом варианте изобретения излучатель содержит защитный элемент из теплопроводящего материала, выполненный в виде по меньшей мере одной изогнутой пластины и соединенный с по меньшей мере одним продольным ребром трубки так, что полностью закрывает внешнюю поверхность трубки от воздействий. По второму варианту изобретения излучатель содержит по меньшей мере один защитный элемент, выполненный из продольного ребра трубки, полностью закрывающий внешнюю поверхность трубки от воздействий. В качестве теплопроводящего материала может быть использован алюминий или его сплавы. Достигается повышение степени защиты. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 7 ил.
Изобретение относится к двигательному машиностроению, а именно к регулируемым разрезным соплам прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Разрезное регулируемое сопло содержит шарнирно закрепленные на корпусе двумя кольцевыми рядами дозвуковые ведущие и ведомые створки и сверхзвуковые ведущие и ведомые створки, формирующие проточный тракт, систему синхронизации створок и систему регулирования площади критического сечения сопла, включающую приводы, связанные с рычагами, закрепленными на ведущих дозвуковых створках. Система регулирования площади критического сечения сопла дополнительно содержит установленные под углом к центральной продольной оси сопла пиротолкатели, штоки которых упираются в ведущие дозвуковые створки. Каждый рычаг выполнен из двух шарнирно соединенных частей и содержит устройство для жесткой линейной фиксации этих частей в рабочем положении. Изобретение позволяет снизить объем, необходимый для размещения в стартовом положении системы регулирования площади критического сечения сопла. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к методам исследования упругих свойств эластичных элементов, в частности уплотнительных резиновых колец. Установка содержит удерживающий узел, нагружающий узел и средства измерения. Удерживающий узел выполнен в виде разборного стакана, включающего обойму и дно, причем стакан снабжен крышкой с выступом для фиксации образцов эластичных элементов в нем, при этом нагружающий узел выполнен с возможностью передачи усилия на крышку стакана, а средства измерения содержат датчик перемещения, измеряющий относительное положение стакана и крышки, и систему записи показаний датчика по времени. Сущность: образцы эластичных элементов размещают в удерживающем узле и нагружают, затем снимают нагрузку и проводят измерения. Проводят измерения скорости восстановления формы образцов с использованием установки, в которой датчик перемещения представляет собой стрелочный индикатор, а система записи показаний датчика по времени содержит цифровую видеокамеру, посредством видеозаписи показаний стрелочного индикатора с частотой кадров, обеспечивающей требуемое временное разрешение, а затем осуществляют покадровый анализ видеозаписи с соотнесением времени кадра и зафиксированным на нем показанием стрелочного индикатора. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение может быть использовано в машиностроительной, авиационной, ракетно-космической, нефтяной, химической и других отраслях для сбора конденсированных частиц из продуктов сгорания горючих материалов. Технический результат изобретения заключается в повышении точности воспроизведения в малогабаритной установке дисперсного и химического состава ансамбля частиц конденсированной фазы продуктов сгорания, соответствующего рабочим условиям горения топлива. Указанный технический результат достигается тем, что установка для отбора частиц продуктов сгорания твердого топлива содержит корпус с крышкой, вертикально расположенную внутри корпуса направляющую трубу с закрепленным в верхней ее части образцом твердого топлива. Направляющая труба в нижней части имеет отверстия для отвода газообразных продуктов сгорания. В направляющей трубе на расстоянии от образца твердого топлива, необходимом для обеспечения полноты сгорания твердого топлива, установлен охладитель. При этом длина охладителя выполнена достаточной для кристаллизации частиц продуктов сгорания твердого топлива. 8 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в гиперзвуковых крылатых ракетах с прямоточными воздушно-реактивными двигателями, предназначенных для полетов на больших высотах. В частности, изобретение относится к прямоточному воздушно-реактивному двигателю с газогенератором открытого типа и регулируемым расходом твердого топлива. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит воздухозаборник, систему подачи твердого топлива в камеру сгорания, газогенератор, камеру сгорания и установленный на выходе из камеры сгорания профилированный сопловой насадок. Газогенератор выполнен в виде барабана со сквозными продольными каналами, в которых размещены с возможностью перемещения в камеру сгорания заряды твердого топлива. При этом барабан соединен с кольцевой перфорированной решеткой, отверстия которой направляют воздушный поток на поверхность зарядов твердого топлива. Изобретение направлено на увеличение полноты сгорания твердого топлива в воздушном потоке. 6 з.п. ф-лы, 4 ил.
ПАНЕЛЬ ХОЛОДИЛЬНИКА-ИЗЛУЧАТЕЛЯ // 2610732
Изобретение относится к космической технике, а именно к устройствам теплообмена. Панель холодильника-излучателя содержит теплоизлучающую пластину из композиционного материала и металлические трубки для теплоносителя, размещенные между теплоизлучающей пластиной и накладками из композиционного материала. Каждая накладка соединена с пластиной и содержит участок, форма которого соответствует форме металлической трубки. В теплоизлучающей пластине выполнены цилиндрические канавки, с размещенными в них металлическими трубками для теплоносителя. Накладки и теплоизлучающая пластина выполнены из углерод-углеродного композиционного материала. Теплоизлучающая пластина имеет расположенные между трубками отверстия, содержащие натянутые углеродные волокна с теплопроводностью более 300 Вт/м⋅К. Изобретение может быть использовано в конструкциях спутников и энергетических установок. Техническим результатом изобретения является снижение массы панели холодильника-излучателя при увеличении эффективного сброса тепла. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в конструкциях холодильников-излучателей космических аппаратов (КА) и энергетических установок. Излучатель устройства сброса низкопотенциальной энергии космического аппарата содержит металлическую трубку с внешним защитным теплопроводящим слоем. Внешний защитный теплопроводящий слой выполнен по крайней мере из двух одинаковых расположенных вокруг трубки продольных трубчатых элементов. Стенки соседних трубчатых элементов соприкасаются и выполнены из углерод-углеродного композиционного материала на основе высокотеплопроводного углеродного волокна. Торцы трубчатых элементов закрыты. Трубчатые элементы заполнены легким заполнителем. Техническим результатом изобретения является повышение теплоотводящей способности и защищенности излучателя. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано в системах управления вектором тяги в ракетных двигателях на жидком топливе с различными схемами организации рабочего процесса. Система управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя, состоящая из коллектора, трубопроводов и газодинамических органов управления, содержит восемь газодинамических органов управления, каждый из которых представляет собой клапан, через который подается газ в сопло. При этом клапаны располагаются парами равномерно на наружной поверхности сверхзвуковой части сопла в плоскости инжекции газа, перпендикулярной продольной оси сопла. Клапаны в двух парах симметричны плоскости тангажа, а в двух других парах - плоскости рыскания. При этом в каждой паре оси клапанов пересекаются под углом 40°÷60°, а точка их пересечения находится на расстоянии 1/3R…2/3R от центра окружности, образованной пересечением внутренней поверхности сопла с плоскостью инжекции газа, где R - радиус этой окружности. Изобретение обеспечивает управление вектором тяги ЖРД по тангажу, рысканию и крену, используя одну систему управления. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к конструкциям сверхзвуковых летательных аппаратов, снабженных комбинированными силовыми установками. В воздухозаборном устройстве силовой установки гиперзвукового летательного аппарата, содержащем ступенчатый горизонтальный клин торможения, наружную обечайку и внутреннюю перегородку, образующие два проточных тракта, один из проточных трактов - центральный - состоит из двух каналов прямоугольного сечения, образованных двумя ступенчатыми горизонтальными клиньями торможения, двумя наружными плоскими обечайками и двумя внутренними перегородками, одновременно являющимися внутренними стенками двух боковых каналов полукруглого сечения другого проточного тракта, образованных двумя ступенчатыми конусами торможения и двумя наружными полукруглыми обечайками. Технический результат заключается в повышении надежности работы устройства. 4 ил.
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании стартово-разгонных ступеней для ракет с прямоточными воздушно-реактивными двигателями и во вспомогательных ракетных двигателях твердого топлива. Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива включает камеру сгорания с передним днищем, цилиндрической частью и задним торцом, а также скрепленный с камерой сгорания заряд с центральным каналом. Заряд состоит из двух последовательно расположенных частей. Большая часть заряда расположена у переднего днища и выполнена с цилиндрическим центральным каналом. Меньшая часть заряда расположена у заднего торца камеры сгорания, имеет центральный канал, площадь проходного сечения которого плавно увеличивается в сторону выходного сечения, и изготовлена из топлива, имеющего скорость горения, на 30%÷50% меньшую, чем скорость горения большей части заряда. Масса меньшей части заряда составляет 2%÷10% от общей массы заряда. Изобретение позволяет повысить эффективность использования заряда твердого топлива, за счет уменьшения разгара критического сечения его канала. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.
БЛОК ТЯГИ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ // 2502645
Изобретение относится к ракетной технике. Блок тяги жидкостного ракетного двигателя содержит раму, камеру сгорания с соплом и устройство защиты блока тяги, имеющее донные экраны. Устройство защиты блока тяги дополнительно оснащено устройством тепловой защиты рамы, выполненным в виде устройства охлаждения стенки камеры сгорания с каналами в ней, сообщающимися с каналами подачи одного из компонентов топлива к форсуночной камере. Достигается повышение надежности блока тяги жидкостного ракетного двигателя. 1 ил.
Изобретение относится к ракетной технике, точнее - к способам изготовления камер ЖРД
Изобретение относится к ракетной технике
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для экспериментальной отработки при создании и модернизации маршевых однокамерных и многокамерных установок, в частности для имитации высотных условий при огневых испытаниях жидкостных ракетных двигателей с соплами больших степеней расширения
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых и разгонных ступеней ракетных двигателей твердого топлива
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых и разгонных ступеней ракетных двигателей твердого топлива
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для экспериментальной отработки при создании и модернизации маршевых однокамерных и многокамерных установок, в частности для имитации высотных условий при огневых испытаниях жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) с соплами больших степеней расширения
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании или модернизации многокамерных двигательных установок
ГИБРИДНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ // 2359145
Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для разработки гибридных ракетных двигателей
ПЛАЗМОТРОН // 2350052
Изобретение относится к области плазмотронной техники и может быть использовано во всех отраслях промышленности, в которых применяются плазмотроны постоянного тока
