Патенты автора Чернышев Сергей Леонидович (RU)

Изобретение относится к области неразрушающего контроля и касается способа обнаружения ударных повреждений конструкции. Способ включает в себя нанесение на поверхность конструкции люминесцентного покрытия люминесцирующего в видимой области спектра под воздействием УФ-излучения, просмотр покрытия при облучении конструкции УФ-излучением и обнаружение ударных повреждений за счет цветовых различий. Люминесцентное покрытие является многослойным и содержит индикаторный слой с люминофором и защитный слой с рабочим компонентом, поглощающим УФ-излучение. Для создания индикаторного слоя используют раствор связующего на основе кремнийорганических блок-сополимеров в толуоле с добавлением люминофора, представляющего собой пивалатный комплекс европия с гетероциклическим диимином в количестве до 1,4 мас.% относительно связующего. Защитный слой получают путем распыления раствора связующего на основе кремнийорганических блок-сополимеров в толуоле с добавлением рабочего компонента β-дикетон дибензоилметана с концентрацией 2÷6⋅10-2 моль/л. Технический результат заключается в упрощении способа и повышении оперативности, точности и достоверности обнаружения малозаметных ударных повреждений. 4 ил.

Изобретение относится к люминесцентным покрытиям для обнаружения повреждений конструкций и может быть использовано при неразрушающем контроле и диагностике состояния различных конструкций. Люминесцентное покрытие содержит первый по направлению от конструкции индикаторный слой с люминофором и второй защитный покровный слой с рабочим компонентом, поглощающим УФ излучение. Индикаторный слой включает связующее на основе кремнийорганического блок-сополимера в толуоле и 1,4 мас. % люминофора - пивалатного комплекса европия с 4,7-дифенил-1,10-фенантролином. Защитный слой включает связующее на основе кремнийорганического блок-сополимера в толуоле и дибензоилметан в качестве рабочего компонента, поглощающего УФ излучение, с концентрацией 2-6⋅10-2 моль/л. Покрытие получают нанесением индикаторного слоя, высушиванием при 20-25°С 8-10 часов, затем при 90-100°С 2-3 часа. Далее наносят защитный слой и сушат при 20-25°С 1-2 часа, затем при 90-100°С 2-3 часа. Количество наносимых защитных слоев может варьироваться от 2-х до 3-х. Люминесцентное покрытие сохраняет термическую стабильность в интервале температур от -60° до +100°С. Изобретение дает возможность просто и оперативно осуществлять визуальный контроль технического состояния конструкций, в том числе авиационных, с высокой точностью и достоверностью обнаруживать ударные повреждения на их поверхности без использования сложного оборудования, что способствует повышению безопасности полетов. 4 ил., 1 пр.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям лопастей несущего и рулевого винтов винтокрылых летательных аппаратов. Лопасть винта состоит из комлевой части с узлом крепления, средней части и концевой части, состоящей из первого участка, имеющего переднюю кромку обратной стреловидности, и второго участка, имеющего переднюю кромку прямой стреловидности и стреловидную заднюю кромку. Третий участок концевой части лопасти является ее боковой кромкой, соединяющей переднюю и заднюю кромки законцовки, имеет прямую стреловидность от точки соединения со вторым участком прямой стреловидности до точки максимального размаха лопасти и обратную стреловидность от точки максимального размаха лопасти до точки пересечения с задней кромкой лопасти. Начало первого участка обратной стреловидности r1 передней кромки законцовки расположено в диапазоне относительных радиусов r1/R=0,8÷0,865. Длина выступа d1 относительно продолжения передней кромки основной части лопасти, отнесенная к хорде В основной части лопасти, расположена в диапазоне d1/B=0,23÷0,25. Достигается уменьшение шарнирных моментов лопасти и снижение потерь мощности на преодоление волнового сопротивления. 10 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано при исследовании характеристик летательных аппаратов. В способе подготовки газа для исследований в гиперзвуковой аэродинамической трубе, содержащем операцию разогрева требуемого количества газа до температуры торможения Т0 и операцию его пропускания с требуемыми давлением торможения Р0 и температурой торможения Т0 через аэродинамическое сопло, параллельно разогревают две порции газа до разных среднемассовых температур в двух нагревателях газа. В первом - до максимальной температуры T1, которую допускает конструкция нагревателя газа и которая превышает температуру торможения Т0 (Т1>Т0), во втором - до температуры Т2, меньшей температуры торможения Т0 (Т2<Т0). Затем смешивают порции газа за нагревателями газа и пропускают через нивелирующий нагреватель газа и направляют в аэродинамическое сопло аэродинамической трубы. Также предложено устройство для подготовки газа для исследований в гиперзвуковой аэродинамической трубе, которое содержит источники рабочего газа, основной, дополнительный и нивелирующий нагреватели газа, камеру смешивания, систему регулирования расхода газа через нагреватели газа, аэродинамическое сопло, рабочую часть, систему выхлопа. Технический результат - обеспечение возможности увеличения расхода и тепловой мощности потока рабочего газа через гиперзвуковую аэродинамическую трубу и расширение области режимов эксплуатации. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к авиации. Устройство для улучшения вывода самолета из штопора представляет наплыв горизонтального оперения, выполненный в форме двух несущих поверхностей, установленных симметрично относительно продольной плоскости симметрии самолета в хвостовой части фюзеляжа и пристыкованных к горизонтальному оперению вблизи его корневых хорд. Максимальная ширина каждой несущей поверхности достигается в месте сопряжения ее с горизонтальным оперением. Угол стреловидности каждой несущей поверхности от середины длины до горизонтального оперения составляет 90°÷115°. Изобретение направлено на повышение безопасности эксплуатации самолета при отклонении всех органов управления в нейтральное положение. 9 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям комбинированных летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит обтекатель втулки несущего винта, выполненный в виде несущего корпуса либо крыла малого удлинения с профилем, часть контура верхней поверхности которого близка к дуге окружности, а распределение хорды крыла вдоль размаха выбрано таким образом, что указанная часть контура профиля образует сегмент сферы, причем этот сегмент выполнен вращающимся и лопасти несущего винта закреплены на нем, а остальная часть обтекателя втулки выполнена неподвижной. Для упрощения режимов перехода лопасти устанавливают с отрицательным углом конусности. Вращающаяся часть обтекателя втулки имеет радиус 0,25÷0,5 радиуса несущего винта, а неподвижная часть обтекателя снабжена средствами повышения подъемной силы, например механизацией в виде закрылков. Лопасти несущего винта имеют профиль с относительной толщиной 5…20% хорды, симметричный относительно передней и задней кромок. Упрощенный вариант обтекателя втулки может быть выполнен в виде тела вращения, образованного поворотом аналогичного профиля относительно оси его симметрии. Достигается увеличение коэффициента полезного действия несущей системы на режиме висения. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано при проведении испытаний в трансзвуковых аэродинамических трубах. Рабочая часть аэродинамической трубы включает камеру давления, перфорированные стенки на границах потока и шумоглушащие сетки. При этом шумоглушащие сетки с проницаемостью 5-70% размещены на неомываемой рабочим потоком стороне перфорированных стенок. Технический результат заключается в снижении фонового шума и устранении неблагоприятного влияния сетки на течение газа в рабочем потоке в трубе. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к машиностроению. На основании демпфера шарнирно закреплена кольцевая фасонная пружина. Внутри основания установлено стальное кольцо. На внутреннюю поверхность кольца нанесено покрытие с заданными трибологическими характеристиками. Внутри кольца расположен вал-эксцентрик, внутри которого выполнено цилиндрическое сквозное отверстие с эксцентриситетом по отношению к наружным цилиндрическим поверхностям вала. Вал-эксцентрик зажат винтами в симметрично расположенных разрезных элементах. Вал-эксцентрик вместе с разрезными элементами образует единый рычаг, концы которого жестко соединены при помощи узлов крепления с наружными хвостовиками конца кольцевой фасонной пружины. Внутри вала-эксцентрика расположен вал с коническими посадочными местами. К валу прикреплена вильчатая тяга, через которую на демпфер передают возвратно-поступательное перемещение от источника колебаний через два равноудаленных от оси симметрии цилиндрических отверстия. На валу установлены два кольца с коническими внутренними поверхностями для регулирования усилия прижатия этих поверхностей к коническим поверхностям вала. На наружные цилиндрические поверхности колец нанесено покрытие с заданными трибологическими характеристиками. Достигается эффективное демпфирование с одновременным повышением жесткости колебательной системы. 8 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. Скоростной винтокрыл содержит фюзеляж с хвостовой балкой и килем, две консоли крыла и два несущих винта, расположенных на консолях крыла и установленных с перекрытием, при этом несущие винты выполнены жесткими. Силовая установка состоит из двух газотурбинных двигателей, которые встроены в корневую часть консолей крыла. На киле спереди установлен тяговый винт, предназначенный для создания дополнительной пропульсивной силы, и выполнено горизонтальное оперение, причем ось тягового винта расположена в плоскости горизонтального оперения. Два газотурбинных двигателя соединены через элементы трансмиссии: концевые редукторы, трансмиссионные валы и синхронизирующий редуктор - с несущими винтами и через синхронизирующий редуктор, хвостовой трансмиссионный вал, промежуточный редуктор, трансмиссионный вал и концевой редуктор - с тяговым винтом, причем промежуточный редуктор со стороны хвостового трансмиссионного вала снабжен муфтой сцепления-расцепления. Силовая установка может содержать третий газотурбинный двигатель, установленный в хвостовой балке. Повышается транспортная эффективность винтокрыла. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области промышленной аэродинамики, в частности к гиперзвуковым аэродинамическим трубам (АДТ)

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при разработке самолетов местных воздушных линий пассажировместимостью 18-24 места

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к аэродинамическим трубам (АДТ) криогенного типа
Мы будем признательны, если вы окажете нашему проекту финансовую поддержку!

 


Наверх