Патенты автора Болтов Елисей Александрович (RU)
Изобретение относится к устройствам стыковки космического аппарата (КА), преимущественно нанокласса. Замок содержит корпус (1), закрепляемый на одном из элементов конструкции КА, выполненный из металла с высокой теплопроводностью и смачиваемостью легкоплавкими припоями. В центральной части выполнен осевой канал, в который входит поводок (2), фиксирующий второй элемент конструкции КА. Внутри корпуса выполнены посадочные места для нагревательных элементов (3), закрепляемых при помощи термопроводящего компаунда (припоя) (6). Корпус закреплен на КА винтами (8). Для фиксации легкоплавкий припой (6) вносится в зазор, и подачей тока на нагревательные элементы (3) обеспечивается плавление припоя. По прекращении тока и остывании до температуры кристаллизации припоя происходит фиксация поводка с корпусом замка. При повторном плавлении припоя (6) осуществляется полная или частичная расфиксация замка. Технический результат состоит в повышении надежности многократной фиксации и расфиксации элементов КА (типа CubeSat) и снижении массы устройства. 3 ил.
Пневмоглушитель // 2691893
Изобретение относится к области пневматических машин и предназначено для снижения шума выброса сжатого воздуха в атмосферу. Пневмоглушитель содержит корпус с входным отверстием, который герметично соединен с одним или несколькими последовательными элементами шумоподавления. Элементы шумоподавления выполнены из пористого металла. Элементы шумоподавления выполнены из нетканого упругого проволочного материала MP в виде плоских деталей и последовательно установлены внутри корпуса. Элементы шумоподавления плотно соприкасаются между собой и поджаты крышкой с одним или несколькими выходными отверстиями, суммарное эквивалентное проходное сечение которых превосходит сечение входного отверстия. При реализации изобретения обеспечивается увеличение эффективности шумоподавления, упрощение в изготовлении пневмоглушителя, расширение диапазона рабочих давлений газовых потоков. 1 ил.
Глушитель // 2690894
Изобретение относится к области пневматических машин и предназначен для снижения шума выброса сжатого воздуха в атмосферу. Глушитель содержит корпус с входным отверстием, внутри которого последовательно установлены элементы шумоподавления, у которых эквивалентные проходные сечения увеличиваются по направлению потока газа, обеспечивая отсутствие критического режима истечения на каждом элементе глушителя. Каждый элемент шумоподавления состоит из мелкоячеистой сетки, перфорированного диска и элемента крепления. Мелкоячеистая сетка плотно уложена на перфорированный диск со стороны входа потока и неподвижно прикреплена к нему посредством элемента крепления. Шумоподавляющие элементы последовательно установлены в корпусе через разделительные кольца и поджаты крышкой с выходными отверстиями. Толщина разделительных колец и размер отверстий в перфорированном диске равны толщине перфорированных дисков. Количество отверстий в перфорированных дисках увеличивается по ходу потока. При использовании изобретения обеспечивается расширение диапазона применения глушителя по входным параметрам рабочего газа (давлениям на входе, расходам, температурами рабочего газа до низких, криогенных), уменьшение габаритов, обеспечение стабильных шумоподавляющих характеристик при серийном изготовлении, упрощение конструкции, исключение резонирующих (усиливающих шум) режимов работы в широком диапазоне частот, исключение влияния температурных деформаций и разрушений гранул или корпуса после работы в дросселирующем режиме, особенно в зоне криогенных температур. 2 ил.
Изобретение относится к средствам индивидуальной защиты органов дыхания и зрения (СИЗОД) человека от паров и газов различной химической природы, в частности к устройствам и способам расчёта параметров работы в СИЗОД. Техническое решение позволяет практически без потери времени определять следующие параметры: Рmax.пад – значение максимального падения давления при движении звена ГДЗС; Рвых – давление, при котором звену ГДЗС необходимо выходить из непригодной для дыхания среды (НДС), если очаг пожара (места работы) не будет найден; ΔТ – промежуток времени с момента включения СИЗОД до подачи команды постовым поста безопасности ГДЗС на возвращение звена ГДЗС из НДС, если очаг пожара не будет найден; Твых – время подачи команды постовым на возвращение звена ГДЗС из НДС, если очаг пожара не будет найден; Тобщ – общее время работы звена ГДЗС в НДС; Твозвр – ожидаемое время возвращения звена ГДЗС из НДС; Рк.вых – контрольное давление, при котором звену ГДЗС необходимо выходить из НДС; Траб – время работы звена ГДЗС у очага пожара; Тк.вых – контрольное время подачи команды постовым на возвращение звена ГДЗС из НДС. Техническим результатом изобретения является повышение надежности, точности и производительности устройства путем сокращения времени и уменьшения трудоемкости произведения расчётов. 4 н.п. ф-лы, 11 ил.
ГОРЛОВИНА ПРОВЕРОЧНО-ЗАПРАВОЧНАЯ // 2624756
Изобретение относится к горловинам пневмогидравлических систем в ракетно-космической технике. Горловина проверочно-заправочная содержит корпус (1). Корпус (1) содержит два штуцера (2,3), седло (5) под заправочный клапан и дополнительное седло (4) меньшего диаметра. Горловина также снабжена съемным проверочным клапаном, устанавливаемым при проверочных работах на дополнительное седло (4) меньшего диаметра. Оба клапана выполнены с возможностью поочередной установки при проверочных или заправочных работах и взаимодействия с одним и тем же устанавливаемым проверочно-заправочным приспособлением (9) посредством его штока (10). В указанном штоке (10) выполнено отверстие для подачи проверочного газа или заправки емкости топливом. Заправочный клапан выполнен с возможностью взаимодействия с заглушкой через эластичное кольцо, поджимаемой накидной гайкой. Изобретение упрощает конструкцию и эксплуатацию. 2 ил.
МОДУЛЬНАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА МАЛОЙ ТЯГИ // 2563923
Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к двигательным установкам космических аппаратов и разгонных блоков. Модульная двигательная установка малой тяги содержит силовые рамы с закрепленными на них сферическими топливными баками с осями, имеющими наклон к оси установки, и деформируемыми металлическими перегородками, разделяющими их на жидкостные и газовые полости, емкости для хранения сжатого газа, жидкостные реактивные двигатели ориентации и стабилизации, корректирующе-тормозной реактивный двигатель, агрегаты автоматики и управления, трубопроводы, соединяющие между собой элементы системы, закрепленные на силовых рамах. Устройство образовано из трех автономных модулей - модуля топливных баков, модуля системы наддува и корректирующего тормозного реактивного двигателя, модуля двигателей ориентации и стабилизации. Первый и второй модули соединены между собой пневмомагистралями и гидромагистралями, в которых установлены мембраны прорыва и разъемные соединения. Техническим результатом изобретения является расширение эксплуатационных возможностей, повышение надежности работы двигательной установки и обеспечение безопасности работ при обслуживании. 6 ил.
СИСТЕМА ВЫДАЧИ ИМПУЛЬСОВ ТЯГ // 2560645
Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к области проектирования и эксплуатации двигательных установок космических аппаратов и разгонных блоков, предназначенных для обеспечения выдачи импульсов тяг космического аппарата по шести степеням свободы. Система содержит систему управления, баки сферической формы с деформируемыми металлическими перегородками, разделяющими топливные и газовые полости, шар-баллоны, заправочные горловины, блоки управляющих жидкостных реактивных двигателей малой тяги, корректирующе-тормозной двигатель, дроссели, электропневмоклапаны, электрожидкостные и обратные клапаны, сигнализаторы давления, магистрали подачи топлива и наддува, при этом система дополнительно снабжена герметичными упругими разделителями среды, соединяющими выходные трубопроводы топливных полостей баков окислителя и горючего с трубопроводами, объединяющими газовые полости баков, и их жесткость меньше жесткости деформируемых металлических перегородок баков, а корректирующе-тормозной двигатель совместно с тремя дополнительно введенными собраны в блок, установленный на продольной оси космического аппарата, при этом управляющие жидкостные реактивные двигатели малой тяги объединены в четыре блока по три штуки, причем в каждом блоке два двигателя установлены с диаметрально противоположным направлением вектора тяги в плоскости, перпендикулярной продольной оси космического аппарата, а вектор тяги третьего двигателя, установленного в плоскости продольной оси космического аппарата, направлен в сторону, противоположную направлению полета, при этом блоки управляющих жидкостных реактивных двигателей малой тяги попарно закреплены в диаметрально противоположных местах космического аппарата, а в магистралях подачи компонентов топлива к основным коллекторам управляющих жидкостных реактивных двигателей малой тяги и к коллекторам корректирующе-тормозных двигателей установлены четыре пары параллельно соединенных между собой электрожидкостных клапанов. Изобретение обеспечивает повышение надежности работы системы выдачи импульсов тяг при длительном сроке эксплуатации, снижение ее массы, а также улучшение управляемости полетом космического аппарата. 3 ил.
Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Система подачи топлива двигательной установки космического аппарата, содержащая блок управления, топливные баки с деформируемыми металлическими перегородками, разделяющими их на жидкостные и газовые полости, пневмомагистраль с электропневмоклапанами, сообщающую баллон высокого давления с газовыми полостями топливных баков, топливные магистрали горючего и окислителя с электрожидкостными клапанами и сигнализаторы давления, при этом она включает дополнительный баллон высокого давления, соединенный с пневмомагистралью автономным трубопроводом, содержащим пару параллельно установленных пироклапанов, при этом пневмомагистраль дополнительно снабжена другой парой параллельно установленных пироклапанов между баллоном высокого давления и автономным трубопроводом, после которого параллельно установлены две пары последовательно соединенных электропневмоклапанов, а сигнализаторы давления размещены в одной из топливных магистралей перед электрожидкостным клапаном. Изобретение обеспечивает гарантированный спуск космического аппарата с орбиты после длительной эксплуатации на Землю и повышение надежности системы подачи топлива его двигательной установки. 1 ил.
Изобретение относится к пневмогидравлической системе подачи компонентов топлива реактивной двигательной установки космического аппарата. Топливный бак содержит герметичный корпус, выполненный из двух полусфер с входным и выходным штуцерами и элементами внешнего крепления. Внутри корпуса расположена и герметично соединена с ним по периметру металлическая диафрагма. Ее толщина наибольшая в экваториальной части и плавно уменьшается к полюсной части. При этом диафрагма в экваториальной части (6) выполнена в форме усеченного конуса, в средней части (7) - в форме торовой поверхности, а в полюсной части (8) - в форме сегмента сферической поверхности. Конечное (после перекладки) положение диафрагмы на чертеже показано внешним пунктиром. Техническим результатом изобретения является повышение эксплуатационных качеств металлической мембраны за счет уменьшения нагрузок и деформаций мембраны в местах ее крепления к корпусу бака. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
ВЕНТИЛЬ // 2520792
Изобретение относится к ручным вентилям, предназначенным для использования в пневмогидравлической системе наземного агрегата гидропитания, применяемого при проверках функционирования рулевых машин перед стартом ракеты. В корпусе вентиля размещен затвор с запрессованным уплотнителем, опирающимся на вставное седло. В корпусе установлена ходовая гайка с одной стороны, взаимодействующая с наконечником штока квадратного сечения, установленного с зазором по граням квадратного отверстия ходовой гайки. Шток взаимодействует с втулкой через уплотнение эластичными кольцами, охваченными фторопластовой манжетой, и своим торцом с упорным подшипником. С другой стороны ходовая гайка своим хвостовиком взаимодействует с затвором через шарик при закрытии вентиля и в начальный момент открытия, а также со штифтом при дальнейшем открытии вентиля до упора в торец втулки, которые установлены в хвостовике ходовой гайки. Причем в ходовой гайке выполнены отверстия для прохода рабочей среды через них и через зазоры квадратного отверстия ходовой гайки с гранями наконечника штока для выравнивания перепада давления до и после ходовой гайки. Изобретение направлено на повышение надежности, долговечности и удобства эксплуатации вентиля без ремонта в течение всего установленного гарантийного срока службы за счет снижения коэффициента трения в контактирующих деталях. 3 ил.
РАЗЪЕМНОЕ СОЕДИНЕНИЕ // 2496045
Изобретение относится к многоразовым разъемным соединениям трубопроводов в ракетно-космической технике, обеспечивающим разделение пневмогидромагистралей от управляющего давления сжатого воздуха с дублированием разделения вручную при технологических операциях при подготовке изделия к старту. Разъемное соединение содержит бортовой и отделяемый штуцеры, шариковый замок с подпружиненными втулкой и штоком. Шариковый замок с подпружиненными втулкой и штоком размещен в отделяемом корпусе между отделяемыми штуцерами, при этом один из них жестко закреплен в корпусе, а другой с зазором, обеспечивающим осевое и радиальное перемещение при состыковке разъемного соединения. В корпусе бортовых штуцеров установлен пневмопривод и выполнена трапецеидальная проточка под шарики замка, а на штоке пневмопривода, выполнен упор, взаимодействующий с его крышкой при расстыковке. При состыковке разъемного соединения между штоками пневмопривода и шарикового замка имеется зазор, причем для обеспечения полного разделения ход штока пневмопривода больше хода штока шарикового замка, на резьбовой части которого установлен упор, взаимодействующий при разделении вручную с гайкой, перемещающейся по резьбовой части шарикового замка, которая при взаимодействии с упором дублирует разделение вручную. Изобретение позволяет повысить надежность разделения при воздействии боковых нагрузок на отделяемые штуцеры разъемного соединения. 2 ил.
УПЛОТНИТЕЛЬНОЕ СОЕДИНЕНИЕ С УПРУГОЙ КРОМКОЙ // 2467231
Изобретение относится к уплотнительной технике и предназначено для уплотнительных устройств систем и агрегатов, работающих в широком диапазоне температур и давлений, например, в области ракетно-космической техники, в частности в разъемных соединениях по линии заправки ракеты-носителя жидкими кислородом, водородом и гелием
Изобретение относится к машиностроению, а именно к многоканальным быстроразъемным соединениям трубопроводов, и может быть использовано в ракетно-космической технике
