Патенты автора Бобров Александр Викторович (RU)
НАГРЕВАТЕЛЬ ДЛЯ ТЕПЛОВЫХ ИСПЫТАНИЙ // 2731361
Изобретение относится к испытательной технике, в частности, для испытаний летательных аппаратов в ракетно-космической отрасли. Нагреватель для тепловых испытаний содержит инфракрасные лампы и кварцевый экран, закрепленный в пазах водооохлаждаемых обойм. В отверстиях водоохлаждаемого рефлектора установлены инфракрасные лампы, водоохлаждаемые обоймы и воздушный коллектор, на внешней поверхности которого расположен поворотный механизм с дефлектором. Воздушный коллектор обеспечивает охлаждение инфракрасных ламп и предотвращает перегревание кварцевого экрана. Изобретение позволяет увеличить температуру нагревания испытуемого образца до 1800-1900 К и продлить срок службы нагревательных элементов. 3 ил.
Ракетный двигатель на твёрдом топливе // 2722994
Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в ракетно-космической технике при разработке ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ). В ракетном двигателе на твердом топливе, содержащем корпус из композиционного материала, включающий днище с металлическим фланцем и соединенный с металлическим фланцем газоход, размещенный в пристыкованном к корпусу хвостовом отсеке, газоход соединен с хвостовым отсеком радиальными стяжками, скрепленными своими концами с наружной поверхностью газохода и внутренней поверхностью хвостового отсека. При этом один из концов каждой стяжки скреплен шарнирно, в средней части стяжек выполнено ослабленное сечение. Предлагаемое техническое решение позволяет повысить надежность функционирования РДТТ и обеспечить его работоспособность в условиях высоких перегрузок на траектории движения изделия за счет соединения газохода с хвостовым отсеком стяжками. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.
Изобретение относится к испытательной технике элементов летательных аппаратов (ЛА), а именно к способам воспроизведения аэродинамического теплового и силового воздействия на внутреннюю поверхность отсека летательного аппарата в наземных условиях. Устройство включает размещенный на основании корпус с установленными внутри него нагревателями. Корпус выполнен в виде ряда изолированных друг от друга, эквидистантных внутренней поверхности корпуса отсека ЛА секций. Нагреватели представляют собой кварцевые галогенные лампы, закрепленные на каждой секции на одинаковом расстоянии друг от друга и с зазором относительно внутренний поверхности отсека ЛА. При этом каждая секция содержит алюминиевые диски для отражения и аккумуляции тепла. На основании стенда установлены штуцера для подачи и сброса давления. Технический результат заключается в обеспечении наилучшего соответствия распределения тепловых потоков, повышении эффективности и точности результатов измерения тепловой стойкости материалов. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к испытательной технике, определяющей тепловую стойкость конструкций изделия, в частности для имитации нагрева внешней поверхности отсека летательного аппарата (ЛА). Нагреватель для тепловых испытаний внешней поверхности отсека летательного аппарата (ЛА) содержит каркас, нагревательные элементы, токоподводящие шины. Каркас выполнен в виде цилиндра с независимыми, изолированными друг от друга секциями, имитирующими зоны прогрева отсека ЛА, на внешней поверхности которого установлены отражающие экраны, а в верхней его части установлена крышка. Нагревательные элементы представляют собой лампы, цоколи которых выполнены в виде гармошки. Крышка гладко отполирована с внутренней стороны и представляет собой диск цилиндрической формы. Технический результат - повышение точности и достоверности результатов тепловых испытаний ЛА любой конфигурации, при этом уменьшив температуру отсека ЛА во время испытания без применения дополнительных охлаждающих средств. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.
РАКЕТА В ТРАНСПОРТНО-ПУСКОВОМ КОНТЕЙНЕРЕ // 2659450
Изобретение относится к ракетной технике, а именно к устройствам, обеспечивающим сохранность ракеты при ее размещении в транспортно-пусковом контейнере (ТПК) на носителях, транспортно-заряжающих машинах, базах долговременного хранения. Ракета в транспортно-пусковом контейнере содержит осесимметричный фюзеляж с опорными накладками, закрепленными вдоль его наружной поверхности, двигательную установку, складывающиеся аэродинамические поверхности, трубу транспортно-пускового контейнера. Фюзеляж ракеты установлен в трубе ТПК с зазором, устройства герметизации внутренних полостей ракеты и трубы ТПК. Труба ТПК выполнена в виде скрепленных головной и хвостовой секций. Головная секция выполнена из материала с модулем Юнга, превосходящим модуль Юнга материала хвостовой секции не менее чем в полтора раза. Зазор между фюзеляжем и головной секцией трубы ТПК превышает зазор между фюзеляжем и хвостовой секцией трубы ТПК. Опорные накладки размещены в хвостовой секции ТПК на шпангоутах фюзеляжа с шагом, не превышающим 1/7 длины хвостовой секции ТПК. Вокруг продольной оси фюзеляжа ракеты с угловым шагом, не превышающим 50°, на наружной поверхности секций трубы ТПК выполнены опорные пояса из того же материала, что и соответствующая секция. Внутренняя поверхность хвостовой секции трубы ТПК может быть выполнена цилиндрической формы, внутренняя поверхность головной секции трубы ТПК выполнена цилиндроконической формы, расширяющейся к внешнему краю секции, фюзеляж ракеты внутри головной секции выполнен суживающимся к внешнему краю секции. Часть опорных накладок закреплена на линии расположения узлов крепления к фюзеляжу складывающихся аэродинамических поверхностей. Изобретение позволяет обеспечить снижение ударных нагрузок на агрегаты ракеты в ТПК, как при расчетных, так и случайных продольных и поперечных нагрузках, упростить крепление ТПК к пусковой установке. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на конструкцию летательного аппарата в наземных условиях и может быть использовано при стендовых испытаниях. Заявленный способ включает зонный нагрев с помощью радиационных нагревателей наружной поверхности испытуемой конструкции, измерение температуры наружной поверхности контактными датчиками и управление нагревом по заданному температурному режиму по показаниям контактных датчиков. В процессе испытания измеряют электрическую мощность радиационных нагревателей и сравнивают ее с заранее определенной на предварительных испытаниях калориметрического макета испытуемой конструкции электрической мощностью. На участках заданного температурного режима с быстрым темпом нагрева, когда показания датчиков температуры отстают от реальных значений температуры поверхности, измеряемая электрическая мощность начинает превышать предварительно определенную на величину, определяемую опытным путем, управление процессом нагрева переключается с управления по заданной температуре на управление по предварительно определенной электрической мощности радиационных нагревателей. Это продолжается до того момента времени, пока разность показаний контактных датчиков и заданного температурного режима не станет меньше величины, определяемой опытным путем для каждого датчика температуры. После этого управление нагревом осуществляется по заданному температурному режиму. Технический результат изобретения - увеличение точности воспроизведения температурного режима неметаллической конструкции, имеющего место в полете в результате интенсивного аэродинамического нагрева, в процессе наземных тепловых и теплопрочностных испытаний. 3 ил.
Изобретение относится к стендовому оборудованию для испытаний радиопрозрачных обтекателей (РПО). Нагреватель содержит каркас (1) с закрепленными на нем нагревательными панелями (3) с трубчатыми инфракрасными лампами (4), расположенными вокруг испытуемого обтекателя (5) с установленной в нем антенной (6). Панели установлены в несколько рядов вне области излучения антенны. Панели передних рядов, нагревающих носовую часть РПО, смонтированы дальше от обтекателя, чем панели предыдущих рядов. Эти панели имеют большее количество ламп, снабжены коллекторами воздушного охлаждения ламп для обеспечения их форсирования по мощности. Для предотвращения попадания охлаждающего воздуха на РПО, на панели установлены дефлекторы. Для предотвращения рассеивания излучения панелей, расположенных на большем расстоянии от РПО, на них установлены радиопрозрачные концентрирующие экраны с покрытием с высоким коэффициентом отражения. Нагреватель обеспечивает непрерывный многозонный высокотемпературный нагрев по заданному режиму и позволяет проводить непрерывно в процессе испытаний измерения радиотехнических характеристик РПО, что повышает точность измерений. 1 ил.
Область использования: стендовые испытания на прочность конструкций летательных аппаратов (ЛА), например обтекателей на внешнее давление при неравномерном нагреве.
Сущность: нагреватель для стенда испытаний на прочность при неравномерном нагреве содержит гибкие поверхностные нагревательные элементы (НЭ) переменного сечения из токопроводящего материала и теплоизолирующую оболочку. Поверхностные нагревательные элементы натягиваются вдоль объекта испытаний (ОИ) устройствами натяжения. Между поверхностными НЭ и ОИ имеется зазор. Зазор обеспечивается установкой на поверхности НЭ точечных упоров. В зазоре установлен коллектор подачи газа для обеспечения охлаждения ОИ в определенные моменты времени. НЭ имеют участки разной ширины с выполненными на них вырезами. Величина зазора и площадь поперечного сечения НЭ подбираются для каждого участка ОИ в зависимости от условий теплообмена и определяются расчетно-опытным путем. НЭ соединены параллельно и объединены в группы, соответствующие верхней, нижней и боковым наружным поверхностям ОИ. Каждая группа подсоединена к своему источнику электропитания.
Таким образом достигается большее приближение условий испытаний ЛА к натурным за счет возможности воспроизведения по времени и температуре неоднократных нагревов и охлаждений различных участков поверхности ОИ за одно испытание. 1 ил.
СТЕНД ДЛЯ ИСПЫТАНИЙ НА ПРОЧНОСТЬ // 2529733
Изобретение относится к прочностным испытаниям конструкций летательных аппаратов (ЛА). Стенд содержит устройство нагружения объекта испытаний распределенными нагрузками в виде наружных ограничительных обечаек с продольными и поперечными ребрами, образующими ячейки, в которых размещены надувные эластичные мешки, соединенные с датчиками давления и с системой подачи переменного давления газа, по краям ячеек установлены эластичные кромки. Эластичные кромки имеют опорную часть, прикрепленную к ребрам, и лепестковую, прижимаемую к объекту испытаний надувными мешками. Ячейки имеют датчик перемещения на ребре, лючок в ограничительной обечайке и снабжены дополнительным датчиком для измерения давления газа в ячейке. Система подачи переменного давления обеспечивает сброс давления в мешке со скоростью падения давления в противоположной ячейке. Высота опорной части и ширина лепестковой части кромки и ее толщина определяются расчетно-опытным путем. Технический результат: повышение надежности проведения испытаний, обеспечение проведения испытаний с нагружением переменными распределенными нагрузками с более точным воспроизведением условий полета. 1 ил.
Изобретение относится к технологиям создания радиопрозрачных обтекателей (РПО), защищающих самолетную и ракетную бортовую аппаратуру в полете. Достигаемый технический результат - прогнозирование процессов искажения электродинамических характеристик исследуемого образца РПО под воздействием высокотемпературного нагревания. Согласно предложенному способу измерения радиотехнических характеристик (РТХ) исследуемого образца РПО проводят не только в холодном состоянии РПО, после его нагревания, но и в процессе изменения (повышения или понижения) температуры, благодаря чему появляется возможность измерять РТХ исследуемого образца РПО при предельно высоких температурах и определять динамические параметры процесса нагревания РПО, то есть зависимость изменения РТХ исследуемого образца РПО от величины и скорости изменения температуры, что позволяет затем скомпенсировать возникающие в полете искажения РТХ РПО. 7 ил.
СТЕНД ТЕПЛОПРОЧНОСТНЫХ ИСПЫТАНИЙ // 2519053
Изобретение относится к области прочностных испытаний конструкций летательных аппаратов (ЛА) с тепловым и силовым нагружением. Cтенд теплопрочностных испытаний содержит радиационные нагреватели, дополнительные нагреватели в районе наиболее теплонапряженных и теплоемких мест объекта испытаний (ОИ), снабженные индивидуальными источниками регулируемого напряжения, и систему силового нагружения. Дополнительные нагреватели выполнены в виде контактных нагревателей с резистивными элементами, прижимаемыми электрическими контактами непосредственно к электропроводящей поверхности наиболее теплонапряженных и теплоемких мест ОИ, а один из полюсов электрических контактов соединен общей шиной. Резистивные элементы выполнены в виде двухслойного пакета электропроводящих частиц из высокотемпературных материалов, переходные сопротивления между которыми в основном и определяют общее электрическое сопротивление резистивного элемента. Слой пакета, непосредственно прилегающий к объекту испытаний, обладает большим сопротивлением, а размеры пакета, частиц и степень их сжатия определяются опытным путем. Технический результат заключается в обеспечении необходимой температуры наиболее теплонапряженных и теплоемких мест ОИ, чем обеспечивается большее приближение условий испытаний к натурным. 1 ил.
Изобретение относится к области тепловых испытаний и может быть использовано для испытаний теплозащиты летательных аппаратов (ЛА) для определения ее теплофизических свойств и работоспособности
ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНЫЙ НАГРЕВАТЕЛЬ // 2483492
Изобретение относится к области использования радиационного нагрева конструкций летательных аппаратов (ЛА) при стендовых испытаниях на прочность
Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к пусковым установкам (ПУ) надводных кораблей (НК), предназначенным для хранения, транспортировки и запуска ракет из транспортно-пусковых контейнеров (ТПК)
