Хвостовий відсік літального апарату з кільцевим розташуванням сопел ракетного двигуна на його донної захисту (варіанти)

 

Винахід відноситься до ракетобудування і авіації, може бути використано при створенні хвостового відсіку (ХО) літального апарату (ЛА) з кільцевим розташуванням сопел ракетного двигуна (РД) на його донної захисту і призначене для регулювання аэрогазодинамических навантажень (перепадів тисків), що діють на ХО по траєкторії польоту ЛА.

Відомий відсік ЛА, наприклад, хвостовий відсік (ХО) ракетного блоку (РБ), що містить оболонку, донну захист з кільцевим розташуванням сопел РД на донної захисту, системи і агрегати, розміщені у відсіку [1].

Оскільки ХО РБ має, як правило, пилевлагозащищенную конструкцію, він володіє необхідною з умов міцності герметичністю і забезпечує захист елементів відсіку від силового та теплового впливу, в тому числі високотемпературних струменів РД, взаємодіючих з аеродинамічним потоком.

Недоліком цього технічного рішення є підвищені аэрогазодинамические навантаження, що діють на елементи відсіку, обумовлені згаданої герметичністю, а також впливом на відсік струменів РД і, як наслідок, збільшений вага конструкції ХО.

Відомий відсік ЛА, наприклад, вантажний відсік літака, що містить оболонку з дрена�зм переміщення стулок з важелями, забезпечує переміщення стулок для регулювання в польоті тисків у відсіку літака [2].

Недолік цього технічного рішення - конструктивна складність відсіку з-за наявності в складі літака механізму переміщення стулок.

Відомий відсік ЛА, наприклад, вантажний відсік орбітального корабля (ОК) «Буран», що містить оболонку, дренажні отвори, виконані в оболонці відсіку, шарнірно встановлені в дренажних отворах стулки, приводу і систему управління стулками [3].

Недоліком цього технічного рішення, як і [1], є конструктивна складність відсіку з-за наявності в складі ОК і системи управління переміщенням стулок за заданою циклограмою, що до того ж знижує надійність експлуатації відсіку.

Відомий відсік ЛА, наприклад, відсік ракети-носія (РН), що містить оболонку, дренажний отвір, виконане в оболонці відсіку, пневмоклапан прямої дії у вигляді підпружиненою кришки, шарнірно встановленої в дренажному отворі оболонки [4].

По цьому технічному рішенню підпружинена кришка, налаштована на заданий перепад тисків, що не перевищує максимально допустимий по міцності оболонки відсіку, відкривається за рахунок надлишкового аэроравления для відкриття кришки, що дозволяє спростити систему дренування відсіку і зменшити аеродинамічні навантаження, що діють на відсік.

Недоліком цього технічного рішення є знижена конструктивна міцність і надійність відсіку при впливі на нього високотемпературних струменів РД, взаємодіючих з аеродинамічним потоком, що обмежує експлуатаційні можливості відсіку.

Технічне рішення [4] - найбільш близьке до пропонованого та прийнято за прототип ХО ЛА з кільцевим розташуванням сопел РД на його донної захисту.

Завданням винаходу є забезпечення регулювання тисків в ХО ЛА з кільцевим розташуванням сопел РД на його донної захисту при впливі на нього високотемпературних струменів РД на траєкторії польоту ЛА і, як наслідок цього, підвищення конструктивної міцності і надійності експлуатації відсіку.

Задача вирішується тим, що в ХО ЛА з кільцевим розташуванням сопел РД на його донної захисту (варіант 1), що містить дренажний отвір з пневмоклапаном прямої дії, згідно винаходу, дренажний отвір виконано в донної захисту співвісно з відсіком, а на донної захисту співвісно з пневмоклапаном нерухомо і з зазором по відношенню до неї встановлений теплостой� симетрії ракетного двигуна форму, площа основи якого більше площі вихідного перетину корпусу пневмоклапана, при цьому відбивач встановлений над донної захистом так, що утворює з нею канал газового середовища з відсіку, сполучається з каналом перетікання газового середовища в пневмоклапане в його робочому положенні.

Задача вирішується тим, що в ХО ЛА з кільцевим розташуванням сопел РД на його донної захисту (варіант 2), містить дренажний отвір з пневмоклапаном прямої дії, згідно винаходу, дренажний отвір виконано в донної захисту співвісно з відсіком, запірно-чутливий елемент пневмоклапана прямої дії виконаний у вигляді відбивача поворотного течії струменів ракетного двигуна, що має симетричну відносно площин симетрії ракетного двигуна форму і площу основи більше площі вихідного перетину корпусу пневмоклапана, при цьому запірно-чутливий елемент пневмоклапана встановлений над донної захистом так, що утворює з нею канал витікання газового середовища з відсіку, сполучається з каналом перетікання газового середовища в пневмоклапане в його робочому положенні.

Технічним результатом винаходу є зменшення перепадів тисків, що діють на донну захист Ђакже конструктивно-компонувальна схема відсіку у порівнянні з аналогами за рахунок виключення приводів та системи керування приводами по траєкторії польоту ЛА.

Суть винаходу пояснюється схемами ХО РБ з кільцевим розташуванням сопел РД на його донної захисту, ілюстраціями роботи ХО і графіками перепадів тисків, що діють на донну захист.

На фіг.1 наведені основні елементи відсіку, виконаного у варіанті 1, з пневмоклапаном і відбивачем струменів РД, встановленим нерухомо на донної захисту ХО, і виділений фрагмент відсіку (вузол I).

На фіг.2 і 3 ілюструється робота пневмоклапана спільно з відбивачем цього відсіку, де показано відповідно початкове та робоче положення пневмоклапана.

На фіг.4 наведені основні елементи відсіку, виконаного у варіанті 2, з пневмоклапаном, у якого запірно-чутливий елемент виконаний у вигляді відбивача струменів РД, і виділений фрагмент відсіку (вузол II).

На фіг.5 і 6 ілюструється робота пневмоклапана цього відсіку, де показано відповідно його початкове і робоче положення.

На цих фігурах:

1 - оболонка;

2 - донна захист;

3 - сопла;

4 - дренажний отвір;

5 - пневмоклапан;

6 - теплостійкий відбивач поворотного течії струменів РД (ТОВТС РД);

7 - корпус пневмоклапана;

8 - канал перетікання газового середовища в пневмоклапане (КПГСП);

9 - перегородка;

10 - овительний елемент (ЗЧЭ);

13 - шток;

14 - обмежувач;

15 - пружина;

16 - опорно-регулювальна гайка;

17 - теплозахист;

18 - канал витікання газового середовища з відсіку (КИГСО).

На фіг.7 наведена залежність перепаду тисків ΔP (ΔP=Pотс-Pдон) газового середовища, що діє на донну захист з часу польоту РН, при різних значеннях ефективної прохідний площі (µ1·S1) отворів перетікання газового середовища в пневмоклапане, де:

Pотс- тиск газового середовища в відсіку;

Pдон- тиск газового середовища в донної області;

S1- площа отворів перетікання в пневмоклапане, см2;

µ1- коефіцієнт витрати отворів перетікання в пневмоклапане.

ХО РБ (фіг.1÷6) містить оболонку 1, донну захист 2 з кільцевим розташуванням сопел 3 РД.

У варіанті 1 (фіг.1, 2, 3) в донної захисту 2 співвісно з відсіком виконано дренажний отвір 4 і в ньому встановлений пневмоклапан 5 прямої дії, призначений для скидання надлишкового тиску з відсіку, а співвісно з пневмоклапаном нерухомо і з зазором з донною захистом 2 встановлений теплостійкий відбивач поворотного течії струменів РД 6, призначений для захисту пневмоклапана 5 від теплового і силового воздейс�етекания газового середовища в пневмоклапане 8. У ньому є перегородка 9 з отворами перетікання газового середовища в пневмоклапане 10 і направляюча втулка 11 для установки і переміщення запірно-чутливого елемента 12 пневмоклапана 5.

ЗЧЭ 12 може бути виконаний у вигляді тарелі зі штоком 13, який рухомо встановлений в напрямній втулці 11, має обмежувач 14 його переміщення в осьовому напрямку і за допомогою пружини 15, налаштованої з допомогою опорно-регулювальної гайки 16 на заданий перепад тисків, може переміщатися в осьовому напрямку, відкриваючи і перекриваючи канал перетікання газового середовища в пневмоклапане 8 з отворами перетікання газового середовища 10 в пневмоклапане 5.

Теплостійкий відбивач поворотного течії струменів РД 6 має осесимметричную щодо площин симетрії РД форму. Він може бути виконаний, наприклад, у вигляді тіла обертання з вершиною на осі відсіку і увігнутою у напрямку до донної захисту 2 твірної, що описується степеневою функцією, і плоска підстава. На ньому може бути змонтована теплозахист 17.

ТОВТС РД 6 встановлений нерухомо і співвісно з корпусом пневмоклапана 7 так, що з донною захистом 2 він утворює канал витікання газового середовища з відсіку 18, сполучається з каналом перетікання газовій з�а корпус пневмоклапана 7 площа підстави ТОВТС РД 6 виконують більше площі вихідного перетину корпусу пневмоклапана 7.

Тим самим, для варіанту 1 у вихідному положенні пневмоклапана 5 (фіг.2) забезпечується перекриття каналу перетікання газового середовища в пневмоклапане 8 та повідомлення цього каналу з каналом закінчення газового середовища з відсіку 18 під теплостійких відбивачем поворотного течії струменів РД 6 в робочому положенні пневмоклапана 5 (фіг.3). При цьому одночасно забезпечується захист пневмоклапана 5 від теплового і силового впливу струменів РД.

У варіанті 2 (фіг.4, 5, 6) в дренажному отворі 4 донної захисту 2 співвісно з відсіком також встановлено пневмоклапан 5, але в ньому, на відміну від варіанту 1, ЗЧЭ 12 виконаний у вигляді теплостійкого відбивача поворотного течії струменів РД 6 (див. вузол II).

Корпус пневмоклапана 7 виконаний ідентичним варіанту 1, а його ЗЧЭ 12, на відміну від варіанту 1, з'єднаний зі штоком 13 і може переміщатися над донної захистом 2 так, що з нею він утворює канал витікання газового середовища з відсіку 18 під теплостійких відбивачем поворотного течії струменів РД, який сполучається з каналом перетікання газового середовища в пневмоклапане 8 в його робочому положенні.

Для виключення впливу зворотного перебігу струменів РД на корпус пневмоклапана 7 площа підстави ТОВТС РД 6, як і у варіанті 1, виконують більше папана (фіг.5) за допомогою ТОВТС РД 6, виконує роль ЗЧЭ, забезпечується перекриття каналу перетікання газового середовища в пневмоклапане 8 та повідомлення цього каналу з каналом закінчення газового середовища з відсіку 18 при робочому положенні пневмоклапана 5 (фіг.6). При цьому ЗЧЭ 12, виконаний у вигляді ТОВТС РД-6, що забезпечує захист пневмоклапана від теплового і силового впливу струменів РД.

Вибір варіанту ХО РБ визначається допустимими експлуатаційними навантаженнями, що діють на донну захист по траєкторії польоту РН з урахуванням конструктивної міцності ХО.

Таким чином, на відміну від відомих пристроїв із застосуванням пневмоклапанов прямої дії в пневмосетях в наземних умовах для скидання надлишкового тиску повітря з пневмомережі і виключення в ній аварії (див., напр., [5]), в даному технічному рішенні для ХО РБ з кільцевим розташуванням сопел на донної захисту пневмоклапан виконаний у складі з теплостійких відбивачем струменів РД, що дозволяє регулювати тиск в ХО РБ на траєкторії польоту при впливі на відсік струменів РД.

Регулювання тиску в ХО РБ здійснюється наступним чином.

У вихідному положенні тиск у відсіку Ротсдорівнює атмосферному тиску Pн. При цьому оболонка 1 і донна який залежить від ефективної прохідний площі (µ1·S1) отворів перетікання газового середовища в пневмоклапане 10 і по траєкторії польоту має характерний максимум, причому із збільшенням (µ1·S1) перепад тисків ΔP зменшується (фіг.7). При цьому оболонка 1 і донна захист 2 працюють на розтяг.

Зменшення перепаду тисків ΔP здійснюють за рахунок зменшення тиску у відсіку шляхом закінчення газового середовища з відсіку з тиском Pотсв донну область відсіку з тиском Pдон. Допустимий по міцності перепад тисків ΔPдоп, що діє на донну захист, (фіг.7) забезпечують заданої ефективної прохідної площею (µ1·S1) отворів перетікання газового середовища в пневмоклапане 10, що досягається налаштуванням пружини 15 з урахуванням впливу на ЗЧЭ 12 пневмоклапана 5 донного тиску Pдон. При цьому в залежності від компоновки сопел ДУ на донної захисту та режиму витікання струменів по траєкторії Pдонможе приймати як менше, так і більше в порівнянні з атмосферним тиском Pнзначення, яке слід враховувати при налаштуванні пружини 15.

У варіанті 1, коли тиск у відсіку Pотсі відповідний йому перепад тисків ΔP перевищить допустиме значення, ЗЧЭ 12 під дії� При цьому канал перетікання газового середовища в пневмоклапане 8 з отворами перетікання газового середовища в пневмоклапане 10 сполучається з каналом закінчення газового середовища з відсіку 18, мають відносну ефективну площу (µ2·S2). Відбувається витікання газового середовища в донну область із зменшенням надлишкового тиску ΔP в ХО до його допустимого значення ΔPдоп(перетікання газового середовища показано стрілками).

Після зменшення перепаду тисків ΔP до його допустимого значення ЗЧЭ 12 під дією робочої пружини 15 переміщується в бік відсіку і перекриває канал перетікання газового середовища в пневмоклапане 8. Пневмоклапан 5 приймає вихідне положення (фіг.2).

У варіанті 2 регулювання тисків у відсіку здійснюється аналогічно варіанту 1. На відміну від варіанту 1 тут роль ЗЧЭ 12 виконує ТОВТС РД 6 (фіг.6). Після зменшення перепаду тисків ΔP ППД 5 також приймає вихідне положення (фіг.5).

Витікання газового середовища в донну область відбувається з дозвуковой швидкістю з незапиранием її в отворах перетікання газового середовища в пневмоклапане 10, оскільки ефективну площу (µ2·S2) каналу закінчення газового середовища з відсіку 18 виконують більше або дорівнює сумарної ефективної площі (µ1·S1) отворів перетікання газового середовища в пневмоклапане 10 (µ2·S2≥µ1·S1).

За рахунок зменшення тиску �аботи окремих елементів РД (наприклад, розгерметизації його арматури) зменшення перепаду тисків ΔP до допустимого значення здійснюється за описаною вище схемою.

Таким чином зменшують перепади тисків, що діють на елементи ХО РБ при штатній і нештатної експлуатації відсіку, і одночасно виключають перетікання у нього високотемпературного струменя РД. Тим самим підвищують конструктивну міцність і надійність експлуатації відсіку, що приводить до виконання поставленої задачі.

Винахід може бути використано при створенні ХО ЛА різного призначення з різною кількістю сопел РД на донної захисту: розгінних блоків, відокремлюваних ракетних прискорювачів, виведених РН, літаком-разгонщиком та іншими ЛА, відсіки яких піддаються впливу струменів РД.

В даний час технічне рішення рекомендовано для впровадження на одному з виробів підприємства.

Література

1. Ракети-носії. Під ред. проф. С. О. Осипова, М.: ВІ МО СРСР, 1981, стор 173-174, рис.5, 4, стор 185-187.

2. Aircraft pressurization outflow valve. Floyd R. Emmons, Патент США №3,426,984, Feb.11, 1969.

3. Космічний комплекс. Багаторазовий орбітальний корабель «Буран». Під редакцією Ю. П. Семенова, Р. Е. Лозіно-Лозинського, Ст. Л. Лапигіна, В. А. Тимченко. М: Машинобудування, 1995, стор 148÷150.

4. �ехн. наук Е. В. Герц. М: Машинобудування, 1981, стор 128-130.

1. Хвостовий відсік літального апарату з кільцевим розташуванням сопел ракетного двигуна на його донної захисту, що містить дренажний отвір з пневмоклапаном прямої дії, який відрізняється тим, що дренажний отвір виконано в донної захисту співвісно з відсіком, а на донної захисту співвісно з пневмоклапаном нерухомо і з зазором по відношенню до неї встановлений теплостійкий відбивач поворотного течії струменів ракетного двигуна, має симетричну відносно площин симетрії ракетного двигуна форму, площа основи якого більше площі вихідного перетину корпусу пневмоклапана, при цьому відбивач встановлений над донної захистом так, що утворює з нею канал витікання газового середовища з відсіку, сполучається з каналом перетікання газового середовища в пневмоклапане в його робочому положенні.

2. Хвостовий відсік літального апарату з кільцевим розташуванням сопел ракетного двигуна на його донної захисту, що містить дренажний отвір з пневмоклапаном прямої дії, який відрізняється тим, що дренажний отвір виконано в донної захисту співвісно з відсіком, запірно-чутливий елемент пневмоклапана прямої дії�чную щодо площин симетрії ракетного двигуна форму і площу основи більше площі вихідного перетину корпусу пневмоклапана, при цьому запірно-чутливий елемент пневмоклапана встановлений над донної захистом так, що утворює з нею канал витікання газового середовища з відсіку, сполучається з каналом перетікання газового середовища в пневмоклапане в його робочому положенні.

3. Хвостовий відсік літального апарату з кільцевим розташуванням сопел ракетного двигуна на його донної захисту за п. 1, який відрізняється тим, що теплостійкий відбивач поворотного течії струменів ракетного двигуна виконаний у вигляді тіла обертання з вершиною на осі відсіку і увігнутою у напрямку до донної захисту твірної, що описується степеневою функцією.



 

Схожі патенти:

Силовий елемент фермової конструкції, виготовлений методом металургії гранул, і капсула для його виготовлення

Винахід відноситься до ракетно-космічної техніки і може бути використане в фермових конструкціях. Силовий елемент фермової конструкції містить один вузол перетину, два порожніх сполучених і сполучених між собою у вузлі перетину циліндричних діагональних стрижня, вузол перетину у вигляді порожнистого та замкнутого по торцях центрального циліндричного стержня з отвором. Одним торцем діагональні циліндричні стрижні пов'язані з центральним циліндричним стрижнем безшовним освітою з одного матеріалу. Центральні осі діагональних і центрального циліндричного стрижня знаходяться в одній площині, центральна вісь діагональних циліндричних стрижнів розташована під одним кутом до центральної осі вузла центрального порожнистого циліндрового стрижня. Капсула для виготовлення силового елемента фермової конструкції містить внутрішню оболонку з двох внутрішніх циліндричних труб діагональних стрижнів, внутрішнього склянки центрального стрижня, двох обмежників, зовнішню оболонку з двох зовнішніх труб діагональних стрижнів з межстаканним кільцем, двох межтрубних кілець, одного обмежувача, зовнішнього дна центрального стрижня з одного засипний горловЂрукции. 2 н. і 4 з.п. ф-ли, 2 іл.

Спосіб і система для усунення насичення інерційних коліс космічного апарату

Група винаходів відноситься до керування орієнтацією космічних апаратів (КА) з допомогою гиромаховичних виконавчих органів (ГІЗ) і, більш конкретно, до розвантаження ГІО при їх насичення. При встановленні факту насичення ГІО приймається рішення (10) про запуск маневру розвантаження. Дозвіл (20) про запуск маневру приймається, коли положення КА на його орбіті потрапляє в допустиму область маневру. Сам маневр (30) здійснюють шляхом повороту КА на деякий кут (у негласних., перевороту КА на 180°) навколо фіксованої осі наведення (Z). Поворот м. б. виконаний за допомогою одного з ГМО. В результаті маневру діють на КА зовнішні збурюючи моменти змінюють свій напрямок, стаючи разгружающими. Надалі описана процедура м. б. повторена. Технічним результатом групи винаходів є економія пального КА та спрощення системи управління КА при збереженні його необхідної робочої орієнтації (по осі Z). 3 н. і 8 з.п. ф-ли, 13 іл.

Пристрій розкриття плоских великогабаритних конструкцій космічного апарату

Винахід відноситься до обладнання космічного апарату (КА) і призначений для одноразового розкриття плоских великогабаритних конструкцій КА, наприклад радіолокаційних антен, сонячних батарей і т. п. Пристрій містить нерухому (2) секцію (НС) на рамі (1), закріпленої на КА, і поворотні (5) секції (ПС), сайти обертання з кронштейнами (7), основні та дублюючі пружинні приводи (ПП). Останні встановлені на НС (2). Пружини ПП розташовані в трубчастих корпусах (16) і взаємодіють з тросами (18). Є засоби фіксації робочого положення ПС, які включають в себе регульовані упори (32), гачки (30), а також (не показані) засувки, фіксатори-притиски, кулькові замки, контактні датчики (КД) та ін. Після звільнення від зв'язків ПС (5) під дією основних ПП починають розкриватися. При штатному розкритті секцій КД видають в систему управління КА сигнал про спрацювання пристрою. При відсутності сигналу від КД задіюються дублюючі ПП, і спрацьовування пристрою відбувається від пружин цих ПП. Відстані (L) від осей обертання ПС до осей опорних роликів (21) і від осей обертання ПС до пазів в кронштейнах (7) вибираються в залежності від сумарного моменту опору розкриття кожної з ПС і від з�конструкції і підвищення надійності КА. 10 іл.

Пикоспутник

Винахід відноситься до конструкції штучних супутників, переважно пикоспутников типу CubeSat (10×10×10 см), які м. б. використані для контролю процесу поділу і стану космічних об'єктів. Пикоспутник має кубічний корпус і оснащений антенами, сонячними (СБ) та акумуляторними батареями. Усередині корпусу закріплені електронні друковані плати. Корпус виконаний з полиэфирэфиркетона з вуглецевими нанотрубками (ТЕСАРЕЕК ELS nano, плотн. 1,44 г/см3). На всіх його гранях, у тому числі під СБ, встановлені захисні пластини з пластику на основі полііміду з наповнювачем з дисульфіду молібдену. Пластини забезпечують електричну і теплову розв'язку (в діапазоні т-р від -270°С до +300°С) СБ і корпусу. Зазначене виконання корпусу надає йому необхідні міцність і струмопровідні властивості (завдяки нанотрубок), високий радіаційний захист (без вторинної радіації) і ін. корисні якості. На різних гранях корпусу встановлені об'єктиви відеокамер (не менш п'яти). Технічний результат винаходу полягає в збільшенні терміну експлуатації пикоспутника. 1 з.п. ф-ли, 8 іл.

Спосіб балістичного забезпечення польоту космічного апарату

Винахід відноситься до космічної техніки і може бути використане для балістичного забезпечення польоту космічного апарату. Вимірюють температуру і тиску робочого тіла (РТ) - газу, визначають на кожному кроці масові залишки РТ до відбору частини РТ з робочої ємності системи за рівнянням стану ідеального газу, визначають масу газу в приладовій ємності постійного об'єму з датчиками тиску і температури, відбирають частину РТ з робочої ємності системи в забірну ємність постійного обсягу, переводять відібрану частину РТ в загальну ємність для трансформації РТ в ідеальний газ, визначають за рівнянням стану ідеального газу масу газу в загальній ємності і шукану масу РТ - газу. Загальна ємність складається із забірної і приладової ємностей. Винахід дозволяє підвищити точність визначення масових залишків газу у ємностях робочої системи. 1 іл.

Космічний апарат для калібрування радіолокаційної станції за величиною ефективної поверхні розсіяння

Винахід відноситься до бортового радиолокационному обладнання космічних апаратів (КА), призначеному для калібрування радіолокаційних станцій (РЛС) за величиною ефективної поверхні розсіяння (ЕПР). КА містить корпус у формі прямокутної призми (1) з поперечним перерізом (2) у вигляді вогнуто-опуклого многокутника. Дві грані (4, 5) призми однакового розміру з радиоотражающими поверхнями звернені всередину корпусу КА. Корпус КА забезпечений двома відкидними плоскими радиоотражающими пластинами (6, 7), шарнірно пов'язаними з гранями (8, 9). Пластини (6, 7) забезпечені механізмами розкриття і вузлами фіксації до призмі (1), утворюючи в робочому положенні двогранний уголковий відбивач. Кут між гранями відбивача укладено в діапазоні від (90-Δ)° до (90+Δ)°, причому Δ визначається з умови: 0<Δ<18λ/а, де λ - довжина хвилі калибруемой РЛС, a - розмір межі відбивача. На борту КА є навігаційна апаратура споживача систем «ГЛОНАСС» і/або GPS, мікропроцесор, мікроконтролер, блок спряження системи орієнтації та стабілізації з мікроконтролером. Технічний результат винаходу полягає в розширенні функціональних можливостей КА при калібруванні радіолокаторів, які працюють на хвилях коло�отенциальних РЛС в режимі функціонування із зниженою потужністю випромінювання. 8 з.п. ф-ли, 10 іл.

Космічний апарат

Винахід відноситься до космічної техніки і може бути використане в космічних апаратах (КА). КА містить модуль цільової апаратури, модуль службових систем з системою електроживлення з сонячними батареями, комплексом автоматики, акумуляторними батареями, систему терморегулювання, що об'єднує конструктивно блок управління, гідроблоки, панелі навісних холодних радіаторів з окремих складальних одиниць з кінцевим теплообмінником термостатування (КТТ) з рідким теплоносієм і тепловою трубою (ТТ), термоплати з рідким теплоносієм, ТТ з плоскими полицями, теплові магістралі з гидроарматур. КТТ складається з герметично сполучених вхідними-вихідними отворами блоків у вигляді порожнистих тіл обертання з радіатором-вставкою у вигляді порожнього тіла обертання і цілісної котушки, з центральною частиною у вигляді усіченого конуса. Матеріал, геометричні розміри ТТ, КТТ, крок між ТТ вибирають в залежності від забезпечення максимуму переданої теплової енергії від рідкого теплоносія до ТТ і мінімуму уразливість до впливу метеорних і техногенних частинок, площі поверхні КТТ. Винахід дозволяє підвищити живучість КА. 3 іл.

Пристрій закривання та фіксації кришки люкового пристрої

Винахід відноситься до пристроїв закривання та фіксації люкових кришок пристроїв і стосується пристроїв закривання і герметизації люків на складально-захисних блоках і блоків ракет-носіїв. Пристрій містить вузли обертання, ущільнювач, сідло, засувку закриття кришки. Вузли обертання містять петлі з упором, які розміщені на окантовці і кришці люка. На осі обертання петлі встановлені пружини кручення, розділені між собою шайбою, і взаємодіючі з додатковим упором, закріпленим у рухомій частині петлі. Сідло закріплено на окантовці люка і виконано у вигляді склянки, торець якого взаємодіє з ущільнювачем у вигляді П-образного еластичного профілю, герметично закріпленого по контуру внутрішньої поверхні кришки. Паралельно осях обертання петлі на протилежній вузлів обертання стороні кришки за допомогою кронштейна закріплена вісь, шарнірно взаємодіє з підпружиненою засувкою, поєднаної з рукояткою. Рукоятка своїм циліндричним сектором, виконаним з ексцентриситетом відносно осі засувки, взаємодіє з пазом, виконаним в жорстко закріпленому на окантовці люка кронштейні. Кронштейн на окантовці має виступ, що взаємодіє з кро�ами жорсткості. Вісь підпружиненою засувки розташована щодо паза на відстані, меншій радіусу циліндричного сектора, і ближче до окантовці люка. Досягається підвищення надійності, спрощення конструкції, зниження маси. 10 іл.

Трансформовані конструкція

Винахід відноситься до космічної техніки і може бути використане у висувних фермових конструкціях. Трансформовані конструкція (ТК) містить жорсткі опорні елементи, жорсткі стулки. Між опорними елементами розташовані дві пари стулок, шарнірно з'єднані з опорними елементами і між собою. Осі обертання між опорними елементами і сполученими стулками лежать у площинах, перпендикулярних напрямку розгортання, одна площина містить в собі хоча б дві не паралельні одна одній осі обертання між стулками. Винахід дозволяє підвищити надійність розгортання і жорсткість ТК. 10 іл.

Спосіб компонування космічного апарату

Винахід відноситься до теплового проектування переважно геостаціонарних телекомунікаційних супутників з тепловим навантаженням близько 4,5-5,5 кВт. Супутник виконують з двох модулів: модуля корисного навантаження (ПН) і модуля службових систем (СС). Прилади модуля СС і частина приладів модуля ПН встановлюють на внутрішніх поверхнях взаємно протилежних стільникових панелей "+Z" і "Z". Останні виконують функції радіаторів і включають в себе теплові труби, паралельні осям +Y-Y супутника. Інші прилади модуля ПН розміщують на оператора панелі, перпендикулярній панелям "+Z" і "Z". Прилади модуля СС з найбільш вузьким температурним діапазоном встановлюють на внутрішніх обшивках їх панелей радіаторів "-Z" і "+Z". Прилади з великою теплоємністю і широким температурним діапазоном розміщують всередині силової конструкції корпусу і на нижній панелі. Інші прилади встановлюють на панелі "+Х" і внутрішньої панелі з вбудованими рідинними колекторами. Елементи замкнутих дубльованих рідинних контурів з'єднують з электронасосним агрегатом системи терморегулювання за певною послідовною схемою. Технічний результат винаходу спрямований на зменшення маси і спрощення технології

Двері для літака (варіанти) та механізм навішування дверей

Винахід відноситься до авіаційної техніки і стосується конструкції пасажирських дверей. Двері містить дверне полотно і механізм навіски, що містить два поворотних важеля, сполучені один з одним жорстким елементом, керуючу тягу з роликом, і водило, шарнірно сполучене першим кінцем з керуючою тягою. Двері також містить дві гойдалки, шарнірно з'єднані першими кінцями з дверним полотном, і траверсу механізму навіски, шарнірно з'єднану з другими кінцями качалок з першими кінцями поворотних важелів і з другим кінцем керуючої тяги. При цьому осі шарнірних з'єднань качалок з дверним полотном і з траверсою паралельні один одному і розташовані горизонтально, осі шарнірних з'єднань траверси механізму навішування з першими кінцями поворотних важелів і з другим кінцем керуючої тяги, вісь ролика, осі елементів шарнірних з'єднань на друге кінцях поворотних важелів і на другому кінці водила паралельні один одному і розташовані вертикально. Двері також може містити механізм стабілізації та ваговій компенсації, виконавчий механізм, механізм рукояток, виконавчий механізм зі стопорним пристроєм. Досягається простота конструкції двері і підвищення н�

Пристрій закривання та фіксації кришки люкового пристрої

Винахід відноситься до пристроїв закривання та фіксації люкових кришок пристроїв і стосується пристроїв закривання і герметизації люків на складально-захисних блоках і блоків ракет-носіїв. Пристрій містить вузли обертання, ущільнювач, сідло, засувку закриття кришки. Вузли обертання містять петлі з упором, які розміщені на окантовці і кришці люка. На осі обертання петлі встановлені пружини кручення, розділені між собою шайбою, і взаємодіючі з додатковим упором, закріпленим у рухомій частині петлі. Сідло закріплено на окантовці люка і виконано у вигляді склянки, торець якого взаємодіє з ущільнювачем у вигляді П-образного еластичного профілю, герметично закріпленого по контуру внутрішньої поверхні кришки. Паралельно осях обертання петлі на протилежній вузлів обертання стороні кришки за допомогою кронштейна закріплена вісь, шарнірно взаємодіє з підпружиненою засувкою, поєднаної з рукояткою. Рукоятка своїм циліндричним сектором, виконаним з ексцентриситетом відносно осі засувки, взаємодіє з пазом, виконаним в жорстко закріпленому на окантовці люка кронштейні. Кронштейн на окантовці має виступ, що взаємодіє з кро�ами жорсткості. Вісь підпружиненою засувки розташована щодо паза на відстані, меншій радіусу циліндричного сектора, і ближче до окантовці люка. Досягається підвищення надійності, спрощення конструкції, зниження маси. 10 іл.

Рама отвору, виконаного у фюзеляжі літального апарату

Група винаходів відноситься до галузі авіації. Рама дверей, передбаченої на рівні отвору, виконаного у фюзеляжі літального апарату, обмеженому обшивкою, містить верхній поздовжній елемент жорсткості і нижній повздовжній елемент жорсткості, що забезпечують з'єднання між двома вертикальними вузлами (62), розташованими по обидва боки від отвору, на рівні яких передбачений упор (56), що забезпечує сприйняття радіальних зусиль, створюваних дверима. Кожен вертикальний вузол (62) містить стінки з композитного матеріалу, сполучені між собою для утворення замкнутого і полого профілю, щоб отримати конструкцію у вигляді кесона. Літальний апарат містить раму дверей. Група винаходів спрямована на спрощення виконання рами з композиційного матеріалу. 2 н. і 10 з.п. ф-ли, 8 іл.

Замок кріплення носового обтічника літака

Замок носового обтічника літака містить механізм замку з гаком, призначений для закріплення на обтічнику, та відповідну частину з вилкою під гак замка, призначену для закріплення на внутрішній стороні шпангоута літака. Відповідна частина замку виконана у вигляді корпусу, в центральній частині якого утворено отвір під різьбовий елемент, встановлений з можливістю поступального переміщення. Різьбовий елемент зафіксований від обертання відносно корпуса стопорним елементом, мають можливість поступального переміщення в бічній прорізи, виконаної в кришці корпусу. В отворі центральній частині корпусу розміщено ущільнювальне кільце, що взаємодіє з різьбовим елементом. З зовнішньої сторони корпуса на різьбовому елементі виконана вилка під гак механізму замку, а з внутрішньої сторони на різьбовий елемент навинчена регулювальна гайка, що має можливість обертання. Корпус і його кришка виконані з отворами овальної форми під елементи кріплення до шпангоуту з можливістю регулювання положення корпусу. Винахід спрямовано на підвищення надійності роботи замку, поліпшення експлуатаційних якостей, зручність складання та спрощення регулювання. 2 н.

Безимпульсное пристрій розфіксації рухомих елементів космічного апарату

Винахід відноситься до космічної техніки і може бути використане для закріплення і розфіксації рухомих елементів конструкції (ПЕК) космічних апаратів (КА) без впливу ударних імпульсів. Безимпульсное пристрій розфіксації ВЕК КА містить корпус з основним та дублюючим виконавчим елементами у вигляді рухомих циліндрів з можливістю зворотно-поступального руху, підпружинену собачку з власної віссю. На рухомих циліндрах насаджені диски з ізолюючого матеріалу, в яких з двох сторін виконані прорізи під намотування дротів з матеріалу з ефектом пам'яті форми, на які періодично подається напруга і кінці яких зафіксовані на крайніх дисках кожного циліндра, при цьому один з крайніх дисків закріплений нерухомо щодо рухомого циліндра, а інший нерухомо відносно корпусу, причому всередині кожного рухомого циліндра встановлена поворотна пружина, одним кінцем закріплена на корпусі, а іншим взаємодіє з рухомим циліндром, при цьому в корпусі і в хомутах, що охоплюють корпус з двох сторін, виконані співвісні отвори під кульки, а в циліндрах виконані вирізи зі зміщенням відносно співвісних отворів, при е�мі, виконаними на хомутах, причому між корпусом і хомутами з двох сторін встановлена пружина. Винахід дозволяє виключити ударний імпульс при спрацьовуванні пиросредств. 10 іл.

Вузол взаємодії навантажень, зокрема вузол взаємодії навантажень для дверей прислонного типу літального апарату

Винахід відноситься до вузла взаємодії для внесення зосереджених навантажень в оболочковую армований волокном композиційну конструкцію, зміцнену ґратами, зокрема до сайту взаємодії навантажень для дверей прислонного типу літального апарату. Вузол містить опорну конструкцію, що містить балку, елемент реберного каркаса, оболочковую зовнішню обшивку і фланець передачі навантажень. Фланець передачі навантажень призначений для передачі поперечних зусиль і згинальних моментів, що виникають внаслідок передачі поперечних зусиль на фланець, та/або призначений для передачі тангенціальних та/або поздовжніх зусиль і скручивающих/згинаючих моментів, що виникають внаслідок передачі тангенціальних та/або поздовжніх зусиль на фланець. Фланець передачі навантажень містить три розташованих під кутом фланця. Реберний каркас забезпечений передатної секцією, взаємодіючої з одним фланцем реберного каркасу з трьох фланців. Балка забезпечена передатної секцією, взаємодіючої з одним фланцем стінки балки з трьох фланців. Зовнішня обшивка забезпечена передатної секцією, взаємодіючої з одним фланцем зовнішньої обшивки з трьох фланців. Досягається оптимізація сайту взаимодейс�

Інтерфейс навантажень, зокрема інтерфейс навантажень конструкції літального апарату і застосування зазначеного інтерфейсу навантажень

Винахід відноситься до інтерфейсу (пристрою сполучення) навантажень конструкції літального апарату (ЛА) і стосується дверних конструкцій ЛА. Інтерфейс навантажень містить гратчасту конструкцію, виконану з армованого волокном пластику, і передає навантаження фланець. Гратчаста конструкція містить крайову деталь і балку. Крайова деталь адаптована до балки. Фланець адаптований і встановлений на крайовій деталі. Фланець забезпечений кутовий верхній передатної площиною і кутовий нижній передатної площиною, щоб передавати поперечні зусилля і згинальні моменти, що виникають в результаті передачі поперечних зусиль у передавальному навантаження фланці, та/або передавати кругові та/або поздовжні зусилля і торсіонні/згинальні моменти, що виникають в результаті передачі кругових та/або поздовжніх зусиль в передавальному навантаження фланці. Крайова деталь забезпечена однією нижній та/або верхній передавальної площиною. Нижня або верхня передавальна площину кутовий крайової деталі є паралельною кутовий верхній передавальної площині або кутовий нижній передавальної площині фланця. Кутова верхня і нижня передавальні площині орієнтовані відносно один одного під кутом 90°. а концентрованої зосередженого навантаження на несучу конструкцію, виконану з армованого волокном пластику, і з неї. 2 н. і 6 з.п. ф-ли, 3 іл.

Пристрій герметизації люків космічних об'єктів і спосіб його експлуатації

Винаходи належать до пристрою герметизації люків космічних об'єктів і до способу його експлуатації. Пристрій герметизації люків космічних об'єктів містить засіб герметизації, виконане у вигляді герметичного рукава з еластичного газонепроникного матеріалу. Рукав герметично приєднаний по периметру до жорсткої обичайці допомогою клею-герметика. Жорстка обичайка герметично встановлена концентрично щодо люка на корпусі всередині космічного об'єкта. На обрізі герметичного рукава прикріплений елемент фіксації. У вихідному стані герметичний рукав покладений на жорсткій обичайці у вигляді кільцевої скатки і закріплений бандажем. Спосіб експлуатації пристрою герметизації люків космічних об'єктів включає зняття бандажа кріплення з герметичного рукави, розворот герметичного рукави, складання рукава в джгут-скрутку, бандаж і зав'язку джгута-скрутки елементом фіксації, а також наддув герметизируемого відсіку космічного об'єкта. Досягається спрощення герметизації люка. 2 н.п. ф-ли, 4 іл.

Скління кабіни екіпажу літального апарату, забезпечене електромагнітним екраном, і літальний апарат

Винахід відноситься до скління кабіни екіпажу літального апарату і стосується захисту від проникнення електромагнітних перешкод. Скління кабіни екіпажу містить безліч прозорих пакетованих панелей скління, внутрішній і зовнішній власники, ущільнення, охороняє від атмосферних опадів, плівковий електромагнітний екран, сполучну плівку. Власники виконані з струмопровідного матеріалу, між якими вставлені пакетовані панелі. Ущільнення встановлено між зовнішнім держателем склопакета і панелями скління. Електромагнітний екран встановлений між двома прилеглими один до одного панелями скління і виконаний з струмопровідного матеріалу. Сполучна плівка виконана зі струмопровідного матеріалу і електрично з'єднує зовнішній периметр плівкового електромагнітного екрану з зовнішнім держателем склопакета. Досягається надійне електричне з'єднання між плівковим електромагнітним екраном і зовнішнім держателем склопакета, виключення впливу на плівковий електромагнітний екран зусилля затиску між внутрішнім і зовнішнім власниками склопакета. 2 н. і 4 з.п. ф-ли, 5 іл.

Люк обслуговування космічної головної частини

Винахід відноситься до ракетно-космічній техніці. Люк обслуговування космічної головної частини включає головний обтічник зі стулками, на яких розміщені блістери під корисний вантаж, а сам люк має кришку. Люк обслуговування космічної головної частини розміщений у верхній частині одного з блістерів, кришка якого виконана знімною. Люк обслуговування має окантовку, підкріплену поздовжньо поперечними профілями, закріпленими на внутрішній поверхні головного обтічника, а в нижній частині знімної кришки виконаний виріз, що утворить виступи, що охоплюють верхню частину блістери, в якій за її поперечній площині закріплена захисна стінка з допомогою поперечних профілів, поєднана також з профілями окантовки люка. На блістері і на знімній кришці з ущільненням закріплений знімний аеродинамічний обтічник з теплозахисним покриттям. При обслуговуванні корисного вантажу для захисту від потрапляння сторонніх часток в порожнину головного обтічника і всередину корисного вантажу на окантовці люка обслуговування і на циліндричній поверхні головного обтічника виконані вузли кріплення під знімний захисний лоток і відповідно під знімну намет. Досягається підвищення ефект�
Up!