Патенты автора Горяев Андрей Николаевич (RU)

Изобретение относится к области летательных аппаратов (ЛА), а именно к конструкциям складываемых консолей крыла высокоскоростных ЛА, корпус и консоли крыльев которых выполнены из композиционного материала. Складываемая консоль крыла высокоскоростного ЛА, панель которой выполнена из композиционного материала, а передний и задний узлы подвески консоли к корпусу ЛА выполнены из жаропрочного сплава и соединены с панелью крепежом с обеспечением свободного теплового перемещения. При этом ухо переднего узла подвески и ухо заднего узла подвески консоли входят в ответные проушины переднего узла корпуса ЛА и заднего узла корпуса ЛА и образуют с ними шарнирное соединение, а фиксация консоли в раскрытом положении производится фиксаторами, установленными в переднем и заднем узле корпуса ЛА. При этом ухо заднего узла подвески консоли установлено с минимальным зазором в проушине заднего узла корпуса. Фиксатор заднего узла подвески выполнен в виде подпружиненного пальца, установленного в корпусе фиксатора, который закреплен на заднем узле корпуса ЛА и контактирующего в сложенном положении консоли с опорным элементом, выполненным на ухе заднего узла подвески консоли с возможностью фиксации консоли в раскрытом положении при совмещении отверстий, выполненных соосно, в заднем узле подвески консоли и заднем узле корпуса. На опорном элементе выполнен фигурный паз с заходным участком, в заднем узле корпуса установлен штифт с выступом, для размещения в фигурном пазу и ограничения поворота консоли при складывании, а корпус фиксатора выполнен с обеспечением удержания штифта от выпадания. Кроме того, ухо переднего узла подвески консоли установлено в проушине переднего узла корпуса с зазором, обеспечивающим свободное тепловое перемещение консоли относительно корпуса ЛА. Фиксатор переднего узла подвески выполнен в виде подпружиненного толкателя с направляющей частью, размещенной в проушине переднего узла корпуса с минимальным зазором. С толкателем жестко соединена планка, которая своими концами размещена в пазах переднего узла корпуса с возможностью перемещения под действием пружины. В ухе переднего узла подвески консоли выполнен ответный планке паз для обеспечения фиксации по переднему узлу в раскрытом положении консоли, а для обеспечения контакта с планкой в ходе раскрытия консоли торец уха выполнен профилированным. Использование предлагаемого технического решения позволит изготавливать полнофункциональные конструкции консолей крыла высокоскоростных ЛА, работающие в условиях высокотемпературного нагрева; повысить технологичность изготовления и сборки; повысить надежность конструкции. 5 з.п. ф-лы, 10 ил.

Заявляемое техническое решение относится к области летательных аппаратов, а именно к конструкциям корпусов и аэродинамических поверхностей высокоскоростных летательных аппаратов (ВЛА) с использованием композиционных материалов. Корпус крыльевого отсека ВЛА выполнен с обеспечением стыковки с консолями крыла и включает внешний корпус из углеродного композиционного материала, соединенный с ним внутренний металлический корпус и размещенную между ними теплоизоляцию, внешний корпус состоит из оболочки и центроплана крыла, в оболочке установлены шпангоуты, а в центроплане - поперечные стенки, примыкающие к шпангоутам с внешней стороны оболочки, при этом все элементы внешнего корпуса соединены при помощи крепежа из углеродного композиционного материала с последующим силицированием внешнего корпуса, а внутренний корпус выполнен в виде жестко соединенных между собой передней рамы, обечайки и задней рамы, при этом со стороны задней рамы внешний и внутренний корпус жестко соединены, а со стороны передней рамы внешний корпус контактирует с внутренним корпусом с обеспечением возможности теплового перемещения. Использование предлагаемого технического решения позволит проектировать и изготавливать полнофункциональные конструкции корпусов крыльевых отсеков ВЛА, работающих в условиях воздействия высокотемпературного воздушного потока и аэродинамических нагрузок, а также проектировать и изготавливать конструкции внешних теплозащитных корпусов ВЛА. 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к авиации и касается конструкций составных частей корпусов высокоскоростных ЛА (наружных оболочек или панелей аэродинамических поверхностей) из композиционного материала на основе углеродной ткани и карбида кремния. Изготовление составной части корпуса включает изготовление углерод-углеродных заготовок для наружной оболочки или панели аэродинамической поверхности с элементами силового набора с последующей сборкой с помощью крепежных деталей. При этом углерод-углеродные заготовки проходят механическую обработку, взаимную подгонку и сборку с помощью крепежных деталей. Крепежные детали выполнены из углерод-углеродных заготовок. Причем крепежные детали образуют пары винт-гайка, где головки винтов, выходящие на поверхность внешнего обвода, выполнены с выступающими частями для обеспечения сборки, включая затяжку моментом соединений винт-гайка. После чего срезают выступающие части заподлицо с внешним обводом и производят силицирование собранной конструкции. Достигается изготовление конструкций составных частей корпуса ЛА, работающих в высокоскоростных окислительных потоках, повышение технологичности изготовления и сборки, повышение надежности конструкции. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к устройствам управления рулями (стабилизаторами) летательного аппарата (ЛА), и может быть использовано в конструкциях управления аэродинамических поверхностей ЛА. Механизм управления рулем ЛА состоит из размещенного на корпусе ЛА вала, соединенного с рулем, шарнирно установленным на корпусе ЛА, рычага, жестко закрепленного на валу, и рулевой машинки, установленной в корпусе ЛА, шток которой соединен с рычагом. В корпусе ЛА выполнены ниша и два параллельных отверстия. Механизм содержит ось, жестко установленную в отверстии корпуса, пиростопор со штоком, жестко установленный в другом отверстии корпуса, качалку, установленную в нише корпуса. Качалка содержит втулку, шарнирно установленную на оси. Один конец качалки содержит ухо, шарнирно соединенное со штоком пиростопора, а другой содержит нижний рычаг, шарнирно соединенный со штоком рулевой машинки, и верхний рычаг, который шарнирно соединен с одним концом тяги, которая другим концом шарнирно соединена с рычагом. Рулевая машинка установлена перпендикулярно оси летательного аппарата. Техническим результатом изобретения является уменьшение габаритов механизма управления рулем, расположенным в отсеке ЛА. 3 ил.

Изобретение относится к испытательной технике и может быть использовано для испытаний шарнирных подшипников с имитацией эксплуатационных нагрузок и температур. Стенд для испытаний шарнирных подшипников состоит из основания, на котором размещены и соединены при помощи кинематической цепи привод и нагрузочное устройство, при этом ось шарнирно установлена в основании. Основание состоит из рамы и содержащей втулку опорной плиты, шарнирно установленной в нижней части рамы. Нагрузочное устройство установлено в нижней части рамы и содержит силовой агрегат, шарнирно установленный на раме, подпружиненный шток, установленный во втулке опорной плиты с возможностью перемещения, и качалку, установленную на раме с возможностью поворота. Один конец качалки шарнирно соединен с серьгой поршня силового агрегата, а другой конец шарнирно соединен со штоком. Привод и ось установлены на верхней части рамы. На оси установлен имитатор, содержащий правый фланец, который шарнирно соединен с одним концом оси, и левый фланец, шарнирно соединенный при помощи подшипника с другим концом оси. Левый фланец кинематически связан с опорной плитой при помощи тяги, один конец которой шарнирно соединен с центральной частью опорной плиты, а другой конец шарнирно соединен при помощи подшипника с левым фланцем. Шток привода шарнирно соединен с качалкой, жестко соединенной с валом, один конец которого установлен с возможностью продольного перемещения в корпусе, жестко закрепленном на верхней части рамы, а другой жестко закреплен на правом фланце имитатора. Снаружи левого фланца размещены нагревательные элементы. Технический результат заключается в возможности реализовать конструкцию стенда для испытаний шарнирных подшипников с имитацией эксплуатационных нагрузок, движений и температур. 3 ил.

Изобретение относится к устройствам контроля состояния параметров в шахтных пусковых установках (ПУ) и может быть использовано в ракетной и ракетно-космической технике. Предложена система контроля состояния параметров в шахтных ПУ, включающая блок сбора и обработки информации (БСИ), в отсеке которого размещена аккумуляторная батарея для обеспечения бесперебойной работы системы, датчики температуры и влажности, кабельную сеть для связи с датчиками и переносным персональным компьютером (ПК), получающим информацию от датчиков, синхронизируя ее с часами реального времени. Система содержит датчики контроля положения крыши защитного устройства ПУ и входных люков ПУ для доступа персонала, которые по средствам кабельной сети соединены с БСИ, который в свою очередь соединен с датчиками температуры и влажности, установленными в помещениях пусковой установки в непосредственной близости от мест крепления штатных датчиков пусковой установки. При этом БСИ хранит информацию, полученную с датчиков на съемном электронном носителе, расположенном в дополнительном отсеке корпуса БСИ для ограничения несанкционированного доступа к нему. Питание системы осуществляется от штатной системы автономного электроснабжения пусковой установки по средствам кабельной сети, а для обеспечения быстрой настройки системы в корпусе БСИ установлен модуль отображения информации, выполненный в виде экрана, отображающий текущее состояние системы. Технический результат – увеличение времени работы системы, увеличение зоны контроля параметров температуры и влажности ПУ, обеспечение надежной связи между датчиками и блоком сбора и обработки информации (БСИ), защита от несанкционированного доступа к системе и защита информации, хранящейся в системе. 2 ил.

Изобретение относится к теплотехнике и может быть использовано преимущественно в системах охлаждения тепловыделяющих приборов ракетно-космического применения. Корпус испарителя выполнен в виде плоского основания и кожуха с расположенными на противоположных боковых стенках заправочным и пароотводящим штуцерами. Во внутреннем объеме кожуха выполнены продольные ребра с отверстиями, жестко контактирующие с капиллярно-пористой насадкой, а паровым коллектором является объем, ограниченный ближним к боковой стенке крышки кожуха с пароотводящим штуцером сплошным ребром с этой боковой стенкой. Капиллярно-пористая насадка выполнена в виде двухслойной сетки, состоящей из спеченных внутреннего и внешнего слоев. Внутренний слой сетки выполнен из многослойного мелкоячеистого сетчатого материала, а внешний слой выполнен из крупноячеистой сетки, сопряженной с внутренней нагреваемой поверхностью основания. Во внутренних межреберных полостях кожуха расположена крупнопористая насадка в виде металлического войлока. Дополнительно испаритель может быть выполнен с установкой обратного клапана на пароотводящем штуцере. Изобретение обеспечивает повышение эффективности отводящего тепловой поток испарителя с пониженным термическим сопротивлением в зоне теплообмена. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к способам запуска полезных нагрузок (ПН) на околоземные орбиты с помощью ракет-носителей, в т.ч. переоборудованных из многоступенчатых баллистических ракет (БР). Способ включает выведение ПН в составе космической головной части, которую устанавливают на БР и оснащают двигательной установкой (ДУ) ориентации и стабилизации малой тяги многократного включения. Реализуют траекторию БР с баллистической паузой после разделения ступеней БР, во время которой включают указанную ДУ для обеспечения ориентированного положения БР и поддержания постоянной перегрузки для безотказного включения маршевой ДУ следующей ступени БР. Технический результат состоит в расширении диапазона орбит выведения ПН путем реализации баллистической паузы заданной длительности. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к способам запуска полезных нагрузок на околоземные орбиты с помощью многоступенчатых ракет с разгонными блоками. Согласно способу, на отделяемые элементы ракеты (в т.ч. в составе ее космической головной части) устанавливают автономные двигательные установки (ДУ) малой тяги многократного включения. В паузах между запусками маршевых ДУ ступеней ракеты (и перед запуском ДУ разгонного блока) включают указанные ДУ малой тяги для обеспечения ориентированного положения ракеты (головной части) в пространстве. При достижении заданной высоты по команде системы управления разрывают связи ДУ и отделяемых элементов, на которых они установлены, с ракетой и осуществляют их сброс. Технический результат состоит в увеличении массы выводимой полезной нагрузки. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для разделения и сброса головного обтекателя (ГО) ракеты-носителя (РН). Устройство разделения и сброса ГО РН состоит из створок, соединенных между собой замками продольного стыка и соединенных с РН замками поперечного стыка, приводов сброса. Имеется коромысловый механизм, выполненный в виде коромысел, устанавливаемых с внутренней стороны каждой створки ГО в количестве не менее двух. Один конец каждого коромысла шарнирно связан со створкой ГО. Другой конец выполнен в виде крюка с опорными поверхностями и защемлен между роликами, закрепленными на РН с возможностью вращения. Приводы сброса установлены с внутренней стороны створок ГО. Достигается снижение габаритных размеров. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной и космической техники. Объектом изобретения является теплозащитное покрытие корпуса высокоскоростного летательного аппарата, выполненное из многослойного каркаса, причем каркас выполнен в виде внутреннего слоя, представляющего собой цельнотканую объемноармированную преформу заданной толщины из углеродных, или кремнеземных, или кварцевых нитей и двух и более внешних слоев заданной толщины, выполненных из теплостойкой ткани из углеродных или кремнеземных или кварцевых нитей, при этом внутренний и внешний слои каркаса соединены прошивкой углеродными, или кремнеземными, или кварцевыми нитями. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной и космической техники, а более конкретно к теплозащитным покрытиям. Теплозащитное покрытие (ТЗП) корпуса высокоскоростного летательного аппарата выполнено из теплоизоляционных и теплозащитного материалов с устройством обеспечения прочностных характеристик корпуса в виде дренажных отверстий. Теплоизоляционные слои выполнены в виде разделяющих матов с газопроницаемыми оболочками, а также матов с газопроницаемыми оболочками, перекрывающих дренажные отверстия. Отверстия выполнены с расходом газа через них. Достигается обеспечение теплозащитой высокоскоростных летательных аппаратов. 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Мобильный комплекс средств нейтрализации заправочного оборудования и изделий ракетно-космической техники (1) включает в себя агрегат управления и агрегат нейтрализации КРТ. Внутри агрегата управления установлены операторская (3) с пультом управления (2), аппаратура управления (4), распределительный щит (11) агрегата управления, парогенератор (13) с баком (14), компрессор (16) с подогревателем (15) сжатого газа, подогреватель сжатого газа (43), емкость для приготовления нейтрализующего раствора (8), соединенная с вентиляторным модулем для перемешивания и подключенная через насос (10) для подачи нейтрализующего раствора с подогревателем (12) нейтрализующего раствора. Внутри агрегата нейтрализации КРТ установлены емкость для перемешивания (35) с вентиляторным модулем (36) для перемешивания, насос для циркуляции нейтрализующего раствора (29), вакуумный насос (30) и распределительный щит (28) агрегата нейтрализации КРТ. Изобретение позволяет проводить нейтрализацию широкого спектра заправочного оборудования и изделий ракетно-космической техники, обеспечивает безопасность личного состава и мобильность при проведении нейтрализации. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к теплозащитным покрытиям, предназначенным для защиты узлов и агрегатов, работающих в условиях воздействия аэродинамических и газодинамических тепловых потоков. Композиция для изготовления теплозащитного покрытия включает (мас.ч.) фенолоформальдегидную смолу новолачного типа 10,0-12,0; фурфурол 9,0-12,0; уротропин 1,2-1,6; бутадиен-нитрильный каучук в виде 20% раствора в ацетоне 26,0-28,0; ацетон 4,0-6,0; бутилацетат 4,0-6,0; тальк 19,0-21,0; слюду 11,0-13,0; низкомолекулярный полиуретановый каучук 5,0-7,0; термостабилизаторы - Агидол-5 2,0-4,0; трифенилфосфит 2,0-4,0. Изобретение позволяет повысить физико-механические свойства теплозащитного покрытия, увеличить прочность межслоевого сцепления при нанесении, возможность нанесения покрытия в увеличенных толщинах для изделий, увеличить адгезию покрытия к металлам, а также увеличить термоокислительную устойчивость в условиях воздействия высоких температур и кислорода воздуха. 2 табл.

Изобретение относится к теплотехнике, в частности к системам обеспечения теплового режима на основе контурных тепловых труб. Шахтная установка для передачи тепла на большие расстояния при малых температурных перепадах содержит термоэлектрическую батарею и контурную тепловую трубу. Холодный спай термоэлектрической батареи сопряжен с охлаждаемым объектом, а коммутационная пластина горячего спая - с испарителем контурной тепловой трубы. В шахтной установке, расположенной в вертикальном шахтном сооружении, охлаждаемый объект с контактирующим холодным спаем термоэлектрической батареи размещен в верхней части шахтного сооружения с более высокой температурой, а конденсатор контурной тепловой трубы расположен в нижней части шахтного сооружения с пониженной температурой и находится в теплообмене излучением и конвекцией со стенками шахтного сооружения. Технический результат - создание надежного устройства с упрощенной конструкцией, работоспособного при любой ориентации в поле сил тяжести и способного передавать тепло на большие расстояния при малых температурных перепадах и небольших энергетических затратах. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике, стартующей из транспортно-пускового контейнера. Складываемая аэродинамическая поверхность летательного аппарата содержит панель и узел подвески к корпусу летательного аппарата, которые образуют шарнирное соединение с помощью оси складывания, механизм раскрытия панели и механизм фиксации панели в раскрытом положении в виде подпружиненных пальцев с конической частью на конце. Узел подвески выполнен в виде фланца с двумя проушинами и центральным выступом с пазом, расположенными в ответных вырезах в панели. В полках центрального выступа выполнены соосные цилиндрические отверстия, ось которых перпендикулярна плоскости хорд панели в раскрытом положении. В пазу размещен вкладыш с двумя толкателями, шарнирно соединенными с вкладышем и своими концами расположенными в отверстиях проушин узла подвески для взаимодействия с подпружиненными пальцами механизма фиксации, которые установлены в панели с внешних сторон от проушин узла подвески с заходом в ответные отверстия проушин в раскрытом положении панели. В отверстие центрального выступа установлен вал, средняя часть которого расположена в сквозном отверстии, выполненном во вкладыше, обеспечивая его поворот при повороте вала. Изобретение направлено на повышение надежности фиксации аэродинамической поверхности после раскрытия. 6 з.п. ф-лы, 8 ил.

Техническое решение относится к теплотехнике, в частности к системам терморегулирования (СТР) приборов авиационной и ракетной техники. В установке для испытаний контурной тепловой трубы СТР ЛА, содержащей каркас, нагреватель, охладитель и средства измерения температуры, каркас выполнен в виде пространственной силовой рамы с возможностью выдерживания воздействующих в полете на ЛА механических нагрузок, установка снабжена установленным в каркасе охладителем конденсатора КТТ, выполненным в виде теплового аккумулятора с определенной заранее массой рабочего вещества, при этом охладитель конденсатора и нагреватель с испарителем КТТ расположены в противоположных концах каркаса, паропровод и конденсатопровод КТТ закреплены на каркасе установки с заданным шагом крепления, а нагреватель с испарителем КТТ и тепловой аккумулятор теплоизолированы. Технический результат - подтверждение работоспособности контурной тепловой трубы СТР ЛА, совершающего полет в условиях знакопеременных и меняющихся по времени внешних механических нагрузок (значительных по величине перегрузок, вибраций). 1 ил.

Изобретение относится к системам контроля и регистрации условий транспортирования. Система контроля и регистрации условия транспортирования изделий ракетно-космической техники включает в себя блок регистрации воздействий (БРВ) со встроенными датчиками температуры, влажности и виброускорения, кабель связи с персональным компьютером (ПК), зарядное устройство, переносной ПК. Блок регистрации воздействий синхронизируется по времени с блоком положения для определения местоположения происшествия или самой системы в режиме реального времени. На боковой поверхности корпуса блока регистрации воздействий расположены встроенные светодиоды, на торцевой поверхности установлен датчик измерения давления и съемный лючок доступа. БРВ разделен на большой и малый отсек. В малом отсеке размещен разъем для подключения блока съемной памяти, выполняющий функцию выключателя в цепи электропитания. В большом отсеке размещена печатная плата со встроенными датчиками температуры, влажности и виброускорения и аккумуляторная батарея. Техническим результатом изобретения является увеличение времени автономной работы системы, возможность замены памяти в условиях эксплуатации, обеспечение определения местоположения критического воздействия. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к теплозащите преимущественно гиперзвуковых летательных аппаратов. Способ заключается в разбивке теплозащитного покрытия на плитки и их закреплении на силовом каркасе аэродинамической поверхности (АП). Плитки примыкают друг к другу рядами шириной в одну плитку и высотой от передней кромки до бортовой хорды АП. Ряды перпендикулярны либо бортовой хорде, либо передней кромке (под углом α). Прямоугольные плитки в каждом ряду замыкаются трапециевидной плиткой. Высоты плиток кратны величине с=a⋅tgα, где с - разность между большей и меньшей параллельными сторонами трапециевидной плитки. Меньшую из этих сторон выполняют равной р, р+с или р+2⋅с, где р - остаток от деления нацело высоты ряда плиток на с. Плитки в ряду располагают со смещением к плиткам соседнего ряда на с или с/2. Технический результат состоит в упрощении технологии сборки и снижении затрат на производство плиток путём уменьшения их числа и количества их типоразмеров. 8 ил.

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Способ включает выведение космоплана и размещенного на нем гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА) с полезной нагрузкой (ПН) на орбиту дежурства. При поступлении команды о доставке ПН в заданный район космоплан спускают в атмосферу Земли, включают двигатель для компенсации силы лобового сопротивления и одновременно разворачивают космоплан по углам атаки и крена, осуществляя требуемые вертикальные и боковые маневры. Затем отделяют ГЛА и выводят космоплан из атмосферы, отключают двигатель и осуществляют движение по орбите в режиме дежурства. Выведенный в заданный район ГЛА совершает требуемый маневр и доставляет ПН в заданную точку на поверхности Земли или в атмосфере. Альтернативно, космоплан может быть возвращен на Землю. Возможно использовании нескольких ГЛА с ПН на каждом. Технический результат состоит в сокращении времени доставки одной или более ПН в заданные районы. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к наземному оборудованию для изделий ракетно-космической техники. Подвижный агрегат (3) содержит емкость (8) для перевозки компонентов ракетного топлива (КРТ) на высокопроходимой колесной базе (2). Емкость (8) соединена с теплообменником (9) для термостатирования КРТ и оснащена душевой установкой (5) с трубопроводами и форсунками (6), распыляющими КРТ через газовую подушку (7). Давление в подушке (7) поддерживается сжатым газом из баллонов (4). Насосный агрегат (15) служит для перемешивания КРТ в емкости (8) при проведении термостатирования и/или газонасыщения. Он соединен с емкостью (14) для приема КРТ и с дозирующей установкой (13), через которую заправляется ракета-носитель. Система управления технологическим оборудованием подвижного агрегата (3) размещена в шкафах (17). Технический результат состоит в сокращении численности расчета, количества опасных операций и потребного оборудования, вероятности утечки при работах с КРТ, в обеспечении мобильности. 2 ил.

Система обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата (ЛА) содержит теплоизолированный корпус и двухконтурную систему охлаждения с разомкнутым внешним испарительным контуром, внутренним контуром в виде контурных тепловых труб, установленных на теплонапряженных приборах и снабженных регулятором отводимого теплового потока и испарителем и сопряженными с посадочными местами соответствующих теплонапряженных приборов, при этом конденсаторы размещены в теплообменнике внешнего испарительного контура. Обеспечивается повышение эффективности охлаждения и термостабилизации бортовой аппаратуры ЛА. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к болтовым соединениям деталей, выполненных из материалов с разными коэффициентами теплового расширения, и может быть использовано в различных отраслях техники, включая конструкции высокоскоростных летательных аппаратов. Крепежное соединение деталей из материалов с разными коэффициентами теплового расширения, включающее первую деталь, вторую деталь и крепеж, при этом одно из отверстий под крепеж, принятое за базовое, выполнено единым для двух соединяемых деталей, образуя с крепежом точную посадку, остальные отверстия во второй детали выполнены равными базовому отверстию, а для обеспечения свободного теплового перемещения элементов крепежного соединения часть отверстий в первой детали выполнена в виде прорезей, ось симметрии которых проходит через центр базового отверстия, а другая часть отверстий выполнена большего диаметра по отношению к базовому отверстию, при этом одна или несколько прорезей в первой детали выполнены большей ширины для установки в них вкладыша с отверстием, равным базовому отверстию, при этом вкладыш установлен по точной посадке с образованием двух опорных плоскостей с прорезью, а длина прорези выполнена с обеспечением свободного теплового перемещения вкладыша с крепежом вдоль прорези. Использование предлагаемого технического решения позволит повысить точность и надежность соединения при работе в условиях значительных по величине нагрузок и высоких температур нагрева. 5 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам с тепловой абляционной защитой. Наконечник гиперзвукового летательного аппарата выполнен из углерод-углеродного композиционного материала. Диаметр волокна (d), формирующего структурную ячейку углерод-углеродного композиционного материала в центральной части наконечника, имеет меньшее значение по отношению к диаметру волокна (D), формирующего структурную ячейку углерод-углеродного композиционного материала основной части наконечника. Свойства композиционного материала выбраны в зависимости от диаметра структурной ячейки, диаметра волокон, скорости уноса материала и давления торможения. Отношение радиуса центральной части к радиусу сферического затупления наконечника соотносится от 0,04 до 0,06. Изобретение направлено на повышение стабильности аэродинамических характеристик гиперзвукового летательного аппарата. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может использоваться для подготовки ракетного топлива. Способ подготовки компонентов ракетного топлива для заправки двигательных установок ракетной техники включает процесс термостатирования и газонасыщения. Процесс термостатирования и газонасыщения производится в агрегате термостатирования и газонасыщения с использованием заправочной автоцистерны и вспомогательного оборудования. Процесс заключается в прокачке компонентов топлива по замкнутому контуру: заправочная автоцистерна – агрегат термостатирования и газонасыщения – заправочная автоцистерна. Заправочная автоцистерна представляет собой подвижный агрегат, обеспечивающий транспортирование и временное хранение компонентов топлива. В качестве вспомогательного оборудования используют холодильно-нагревательный центр и агрегат термического обезвреживания паров компонентов топлива. Техническим результатом изобретения является обеспечение заданных параметров температуры и газонасыщения компонентов топлива, повышение мобильности и простота эксплуатации. 2 ил., 1 табл.

Изобретение относится к тепловой защите главным образом сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов (ЛА). Передняя кромка ЛА выполнена в виде оболочки со сферическим затуплением, воспринимающим пиковые тепловые нагрузки, и боковыми поверхностями, воспринимающими пониженные тепловые нагрузки. Внутри оболочки установлен термоэмиссионный модуль, сопряженный катодом со сферическим затуплением и контактирующий анодом с теплоаккумулятором. Поверхность модуля, противоположная сферическому затуплению, может быть покрыта материалом с высокой излучательной способностью для теплообмена с внутренними боковыми поверхностями передней кромки. Техническим результатом является снижение температурных напряжений и упрощение конструкции передней кромки ЛА с одновременной выработкой на борту ЛА электроэнергии. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к способам измерения трения в подшипниках. Способ определения коэффициента трения подшипника заключается в создании усилия на подшипник от нагрузочного устройства. При этом создается дополнительное усилие от силовозбудителя. Причем усилия, приложенные к подшипнику от нагрузочного устройства и от силовозбудителя, создаются на равных, но противоположных плечах с последующим расчетом коэффициента трения по формуле , где F1 - усилие, приложенное к подшипнику от силовозбудителя; F2 - усилие, приложенное к подшипнику от нагрузочного устройства; L - плечо приложения силы; D - диаметр подшипника. Техническим результатом является создание устройства, обеспечивающего определение коэффициента трения подшипника. 4 ил.

Изобретение относится к испытательной технике и может быть использовано для испытаний шарнирных подшипников с имитацией эксплуатационных нагрузок и температур. Стенд состоит из основания, на котором размещены и соединены при помощи кинематической цепи привод и нагрузочное устройство. Основание состоит из рамы, верхняя часть которой выполнена в виде трубопровода для прохождения охлаждающей жидкости. В центре трубопровода жестко закреплен кронштейн, снаружи которого размещены нагревательные элементы. Кронштейн содержит два симметричных уха с соосными отверстиями, в которых размещена ось внутреннего кольца. Между ушами размещена качалка с центральным отверстием, в котором шарнирно установлено наружное кольцо подшипника. Один конец качалки шарнирно соединен с тягой, жестко соединенной со штоком привода. Другой конец качалки шарнирно соединен с тягой, жестко закрепленной со штоком нагрузочного устройства, установленным с возможностью продольного перемещения. Нагрузочное устройство состоит из корпуса с установленными внутри (с возможностью продольного перемещения) подпружиненными втулками. Шток нагрузочного устройства установлен во втулках. В нижней части рамы расположена жестко закрепленная на боковых и нижних стенках рамы перегородка с двумя отверстиями, в которых жестко закреплены втулки для размещения вилок. С одной стороны каждая вилка шарнирно соединена с верхней частью тензовставки, а нижняя часть тензоставки шарнирно соединена с нижней стенкой рамы, при этом одна вилка шарнирно соединена с корпусом нагрузочного устройства, а другая соединена с корпусом привода. Технический результат заключается в упрощении конструкции, возможности испытаний подшипников с имитацией условий эксплуатации. 4 ил.

Изобретение относится к области машиностроения. Устройство содержит направляющую (1), закрепленную от продольного перемещения на несущей конструкции. Опорные элементы выполнены в виде верхней и нижней втулок (3, 4), между которыми расположены подвижные верхний и нижний стаканы (5, 6) и пружины (7). Верхняя и нижняя втулки развернуты на 90° относительно друг друга и содержат по две симметрично расположенные оси и по одному перпендикулярно расположенному к осям продольному пазу. Продольные пазы выполнены в направляющей. Шток с продольным пазом и двумя штифтами установлен с возможностью продольного перемещения. В стаканах выполнен ряд глухих отверстий, равномерно расположенных по окружности, в которых установлены пружины. Достигается возможность регулировки хода и жесткости, перемещение и создание усилия в двух направлениях. 6 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для разделения и сброса головного обтекателя (ГО) ракеты-носителя (РН). Устройство разделения и сброса ГО РН содержит створки с возможностью вращения, толкатели, опирающиеся на фитинги РН, хвостовик со сферическими законцовками, пружины с противоположным направлением навивки и установленные одна в другую. Толкатель содержит телескопически соединенные между собой внешний цилиндр с гильзой с жестко закрепленной нижней крышкой с малым стаканом и внутренний цилиндр со штоком с жестко закрепленной верхней крышкой со стаканом. Стаканы телескопически соединены между собой с образованием полости между нижней и верхней крышками. Изобретение позволяет повысить надёжность разделения и сброса ГО. 2 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и приборостроения, в частности к авиационной и ракетной технике, может быть использовано как способ стопорения резьбовых крепежных соединений крышек люков с эксплуатационными люками на корпусе или аэродинамических поверхностях сверхзвукового или гиперзвукового летательного аппарата, и направлено на обеспечение эксплуатационной надежности резьбовых крепежных соединений в условиях высокотемпературного нагрева. Способ стопорения резьбового крепежного соединения путем нанесения на резьбовые поверхности крепежных элементов клеящего материала, например анаэробного герметика или клея-герметика, свинчивания, выдержки до отверждения клеящего состава и образования клеящей пленки. В состав клеящего материала входит наполнитель - карбид кремния с размером зерна 10-65 мкм и процентом наполнения по массе не более 30%. 2 ил.

Изобретение относится к авиационно-ракетной технике и может быть использовано для обеспечения теплового режима приборных отсеков сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов. Способ заключается в охлаждении бортовой аппаратуры циркулирующим газом с помощью двухконтурной системы охлаждения. При этом газ охлаждают в испарительном контуре за счет испарения низкокипящего хладагента, пары которого отводят в атмосферу. В начале полета охлаждение аппаратуры приборного отсека осуществляют только вентиляцией в течение времени, определяемого в зависимости от температуры, тепловыделения и теплоемкости аппаратуры. Далее задействуют указанный испарительный контур, причем отвод паров низкокипящего хладагента в атмосферу осуществляют через герметизирующий элемент в виде мембранного клапана. Этот клапан разгерметизируется при давлении насыщенных паров кипения хладагента. Техническим результатом изобретения является улучшение термостабилизации бортовой аппаратуры, уменьшение массы и повышение надежности системы охлаждения. 2 ил.

Изобретение относится к способу изготовления изделия из композиционного материала

Изобретение относится к устройствам систем подвески транспортно-пусковых контейнеров (ТПК)

 


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