×
20.05.2016
216.015.40a8

Результат интеллектуальной деятельности: КАПИЛЛЯРНАЯ СИСТЕМА ХРАНЕНИЯ И ОТБОРА ЖИДКОСТИ В РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ КОСМИЧЕСКОГО ОБЪЕКТА (ВАРИАНТЫ)

Вид РИД

Изобретение

Аннотация: Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в двигателях космических объектов (КО). Капиллярная система хранения и отбора жидкости в ракетный двигатель КО содержит топливный бак с крышкой и нижним днищем, радиальные перфорированные перегородки, кронштейны, трубопровод с теплообменником, хомуты, коническую обечайку, гайку, стрежень с резьбой и площадкой, заборное устройство с корпусом в виде расположенных друг над другом и соединённых ребрами верхнего плоского кольца с внутренней кромкой, выполненной в виде утолщения с лабиринтными кольцевыми выступами, и нижнего кольца с центральными отверстиями или корпусом с большим конусом, переходящим в малый конус с расходным фланцем, накопителем капиллярного типа с капиллярной сеткой, теплообменником, тарелью в виде плоского кольца, конической обечайкой, дозирующим устройством, капиллярной сеткой, крепежными элементами, расходным клапаном, несущим диском с периферийными и центральным отверстиями и радиальными окнами, полой осью с верхней чашей с прорезами и нижней чашей с прорезями и площадкой. Изобретение позволяет повысить надежность двигательной установки (ДУ) КО, уменьшить массу ДУ КО. 2 н.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции капиллярных заборных устройств, обеспечивающих хранение и отбор жидкости в ракетный двигатель космического объекта.

Известен ракетный разгонный блок по патенту РФ №2412871, содержащий криогенный бак окислителя с расходным клапаном, размещенным внутри криогенного бака. Размещение расходного клапана внутри криогенного бака окислителя обусловлено в первую очередь тем, что при разгерметизации тракта за клапаном в промежутках между работами двигателя криогенная жидкость (например, жидкий кислород) не поступит во внутреннюю полость разгонного блока и не приведет к аварийной ситуации. Размещение же расходного клапана вне бака горючего оправдано, т.к. жидкость (например, керосин) не является активным окислителем.

В патенте не представлено описание системы отбора жидкости в маршевый двигатель ракетного разгонного блока.

Известны капиллярные системы хранения и отбора жидкости из баков жидкостных ракетных двигательных установок (см. «Капиллярные системы отбора жидкости из баков космических летательных аппаратов». Авторы: В.В. Багров, А.В. Курпатенков, В.Н. Поляев, А.Л. Синцов, В.Ф. Сухоставец. Москва, УНПЦ «Энергомаш», 1977 г., стр. 82, 99-105) - прототип.

Недостатком прототипа является наличие самостоятельной объемной конструкции накопителя капиллярного типа внутри криогенного бака, что приводит к неоправданно завышенному количеству гидравлических остатков в баке, при котором не происходит прорыв газовой составляющей в двигатель космического объекта при его запуске и останове.

Задачей изобретения является повышение надежности работы заборного устройства и двигательной установки космического объекта в целом, а также уменьшение массы двигательной установки космического объекта.

Задача по первому варианту решается за счет того, что в капиллярной системе хранения и отбора жидкости в ракетный двигатель космического объекта, включающей топливный бак, заборное устройство, содержащее накопитель капиллярного типа с капиллярной сеткой, теплообменник, тарель в виде плоского кольца, коническую обечайку и дозирующее устройство, расходный клапан, расположенный внутри заборного устройства, в состав топливного бака введена крышка, которая стыкуется с нижним днищем с помощью герметичного разъемного фланцевого соединения, причем проходное сечение фланца нижнего днища обеспечивает прохождение обслуживающего персонала для проведения работ во внутренней полости топливного бака. На внутренней поверхности крышки установлено заборное устройство. Корпус заборного устройства выполнен в виде расположенных друг над другом верхнего плоского кольца и нижнего кольца с центральными отверстиями, размещенных на общей оси, причем расходный клапан размещен в центральных отверстиях колец, при этом диаметр центрального отверстия верхнего плоского кольца больше наружного диаметра расходного клапана на минимальную величину, а внутренняя кромка верхнего плоского кольца выполнена в виде утолщения с лабиринтными кольцевыми выступами, обращенными под углом против направления потока топлива в сторону расходного клапана. Верхнее плоское кольцо и нижнее кольцо жестко соединены между собой ребрами, которые установлены равномерно и радиально. Заборное устройство жестко закреплено на внутренней поверхности крышки равномерно размещенными по наружному и внутреннему контурам крепежными элементами. Нижнее кольцо имеет форму и размеры, соответствующие форме и размерам крышки. В заборное устройство введен несущий диск с радиальными окнами, периферийными отверстиями и центральным отверстием, на несущий диск уложена капиллярная сетка. Несущий диск по периферии в пакете вместе с капиллярной сеткой и нижним кольцом жестко закреплены крепежными элементами к глухим резьбовым отверстиям крышки, а по внутреннему контуру - к верхнему плоскому кольцу и через втулки к глухим резьбовым отверстиям крышки. Внутренней поверхностью конической обечайки и наружной поверхностью расходного клапана образована полость, которая гидравлически сообщена с полостью накопителя капиллярного типа, при этом дозирующие устройства размещены в образованной полости и сообщены гидравлически трубопроводом с теплообменником, причем трубопровод жестко закреплен хомутами на внутренней поверхности конической обечайки.

Задача по второму варианту решается за счет того, что в капиллярной системе хранения и подачи жидкости в ракетный двигатель космического объекта, включающей топливный бак, содержащий нижнее днище, заборное устройство с капиллярной сеткой, перегородки и расходный клапан, расположенный вне топливного бака, в состав нижнего днища введен корпус заборного устройства, который стыкуется с нижним днищем с помощью герметичного разъемного фланцевого соединения, причем корпус заборного устройства состоит из большого конуса, переходящего в малый конус с расходным фланцем. На внутренней поверхности большого конуса установлены и равномерно распределены по контуру кронштейны, а на переходе внутренней поверхности большого конуса к внутренней поверхности малого конуса выполнены утолщения с резьбовыми глухими отверстиями. Внутри большого конуса установлено заборное устройство, состоящее из полой оси, содержащей верхнюю чашу и нижнюю чашу с площадкой, в чашах выполнены прорези, в которые вставлены радиальные перфорированные перегородки, с другой стороны перегородки жестко закреплены к кронштейнам; через полую ось пропущен стержень, на одном конце которого выполнена резьба, а на другом - площадка. В состав заборного устройства введен несущий диск с радиальными окнами, периферийными отверстиями и центральным отверстием, на несущий диск уложена капиллярная сетка. Несущий диск вместе с капиллярной сеткой по периферии закреплен с помощью крепежных элементов к резьбовым глухим отверстиям утолщения, а по центру они площадкой стержня притянуты к площадке нижней чаши полой оси с помощью гайки, установленной на резьбу стержня. На расходном фланце герметично закреплен расходный клапан, причем между расходным клапаном и капиллярной сеткой образована полость капиллярного накопителя топлива.

По первому варианту: на фиг. 1 представлено заборное устройство, на фиг. 2 дан вид сверху на заборное устройство, на фиг. 3 и 4 показано ребро 15; по второму варианту: на фиг. 5 изображено заборное устройство, на фиг. 6 показан вид сверху на заборное устройство, где:

1 - топливный бак;

2 - заборное устройство;

3 - накопитель капиллярного типа;

4 - капиллярная сетка;

5 - теплообменник;

6 - хомуты;

7 - коническая обечайка;

8 - дозирующее устройство;

9 - расходный клапан;

10 - крышка;

11 - нижнее днище;

12 - разъемное фланцевое соединение;

13 - фланец нижнего днища;

14 - верхнее плоское кольцо;

15 - нижнее кольцо;

16 - ось;

17 - утолщение;

18 - лабиринтные кольцевые выступы;

19 - ребра;

20 - крепежные элементы;

21 - несущий диск;

22 - радиальные окна;

23 - периферийные отверстия;

24 - центральное отверстие;

25 - глухие резьбовые отверстия крышки;

26 - втулки;

27 - внутренняя поверхность конической обечайки;

28 - наружная поверхность расходного клапана;

29 - полость;

30 - полость накопителя капиллярного типа;

31 - трубопровод;

32 - радиальные перфорированные перегородки;

33 - большой конус;

34 - малый конус;

35 - расходный фланец;

36 - кронштейны;

37 - утолщения;

38 - резьбовые глухие отверстия;

39 - полая ось;

40 - верхняя чаша;

41 - нижняя чаша;

42 - площадка;

43 - прорези;

44 - направление потока топлива;

45 - большая конусная полость:

46 - малая конусная полость;

47 - расходный фланец;

48 - внутренняя поверхность большой конусной полости;

49 - внутренняя поверхность малой конусной полости;

50 - стержень;

51 - резьба;

52 - опорная площадка;

53 - гайка;

54 - полость капиллярного накопителя топлива.

По первому варианту в капиллярной системе хранения и отбора жидкости в ракетный двигатель космического объекта, включающей топливный бак 1, заборное устройство 2, содержащее накопитель капиллярного типа 3 с капиллярной сеткой 4, теплообменник 5, тарель в виде верхнего плоского кольца 14, коническую обечайку 7 и дозирующее устройство 8, расходный клапан 9, расположенный внутри заборного устройства 2, в состав топливного бака 1 введена крышка 10, которая стыкуется с нижним днищем 11 с помощью герметичного разъемного фланцевого соединения 12, причем проходное сечение фланца нижнего днища 13 обеспечивает прохождение обслуживающего персонала для проведения работ во внутренней полости топливного бака 1. На внутренней поверхности крышки 10 установлено заборное устройство 2. Корпус заборного устройства 2 выполнен в виде расположенных друг над другом верхнего плоского кольца 14 и нижнего кольца 15 с центральными отверстиями, размещенных на общей оси 16, причем расходный клапан 9 размещен в центральных отверстиях колец 14 и 15, при этом диаметр центрального отверстия верхнего плоского кольца 14 больше наружного диаметра расходного клапана 9 на минимальную величину, а внутренняя кромка верхнего плоского кольца 14 выполнена в виде утолщения 17 с лабиринтными кольцевыми выступами 18, обращенными под углом против направления потока топлива 44 в сторону расходного клапана 9. Верхнее плоское кольцо 14 и нижнее кольцо 15 жестко соединены между собой ребрами 19, которые установлены равномерно и радиально. Заборное устройство 2 жестко закреплено на внутренней поверхности крышки 10 равномерно размещенными по наружному и внутреннему контурам крепежными элементами 20. Нижнее кольцо 15 имеет форму и размеры, соответствующие форме и размерам крышки 10. В заборное устройство 2 введен несущий диск 21 с радиальными окнами 22, периферийными отверстиями 23 и центральным отверстием 24, на несущий диск 21 уложена капиллярная сетка 4. Несущий диск 21 по периферии в пакете вместе с капиллярной сеткой 4 и нижним кольцом 15 жестко закреплены крепежными элементами 20 к глухим резьбовым отверстиям крышки 25, а по внутреннему контуру - к верхнему плоскому кольцу 14 и через втулки 26 к глухим резьбовым отверстиям крышки 25. Внутренней поверхностью конической обечайки 27 и наружной поверхностью расходного клапана 28 образована полость 29, которая гидравлически сообщена с полостью накопителя капиллярного типа 30, при этом дозирующие устройства 8 размещены в образованной полости 29 и сообщены гидравлически трубопроводом 31 с теплообменником 5, причем трубопровод 31 жестко закреплен хомутами 6 на внутренней поверхности конической обечайки 27.

Кольцевые впадины, образующиеся между лабиринтными кольцевыми выступами 18, задерживают посторонние частицы, которые вместе с жидкостью могут попасть в зазор между верхним плоским кольцом 14 и расходным клапаном 9.

Размещением конической обечайки 7 выше капиллярной сетки 4 за счет гидростатического давления обеспечивается постоянное смачивание капиллярной сетки 4 жидкостью.

Кроме того, капиллярная сетка 4 является фильтрующим элементом и совместно с ребрами 19 играет роль воронкогасителя.

За счет забора жидкости из полости 29 для питания теплообменника 5 жидкость (например, криогенное топливо) расходуется из накопителя капиллярного типа 3 только на запуск двигателя, при этом полость 29 подпитывается из топливного бака 1.

Введение второго дозирующего устройства 8 повышает надежность работы двигательной установки, т.к. в случае засорения отверстия (около 50 мк) в дозирующем устройстве 8 работает другое дозирующее устройство 8.

По второму варианту в капиллярной системе хранения и подачи жидкости в ракетный двигатель космического объекта, включающей топливный бак 1, содержащий нижнее днище 11, заборное устройство 2 с капиллярной сеткой 4, радиальные перфорированные перегородки 32 и расходный клапан 9, расположенный вне топливного бака 1, в состав нижнего днища 11 введен корпус заборного устройства 2, который стыкуется с нижним днищем 11 с помощью герметичного разъемного фланцевого соединения 12, причем корпус заборного устройства 2 состоит из большого конуса 33, переходящего в малый конус 34 с расходным фланцем 35. На внутренней поверхности большого конуса 33 установлены и равномерно распределены по контуру кронштейны 36, а на переходе внутренней поверхности большого конуса 33 к внутренней поверхности малого конуса 34 выполнены утолщения 37 с резьбовыми глухими отверстиями 38. Внутри большого конуса 33 установлено заборное устройство 2, состоящее из полой оси 39, содержащей верхнюю чашу 40 и нижнюю чашу 41 с площадкой 42, в чашах 40 и 41 выполнены прорези 43, в которые вставлены радиальные перфорированные перегородки 32, с другой стороны перегородки 32 жестко закреплены к кронштейнам 36; через полую ось 39 пропущен стержень 50, на одном конце которого выполнена резьба 51, а на другом - площадка 42. В состав заборного устройства 2 введен несущий диск 21 с радиальными окнами 22, периферийными отверстиями 23 и центральным отверстием 24, на несущий диск 21 уложена капиллярная сетка 4. Несущий диск 21 вместе с капиллярной сеткой 4 по периферии закреплен с помощью крепежных элементов 20 к резьбовым глухим отверстиям 38 утолщений 37, а по центру они площадкой 42 стержня 50 притянуты к площадке 42 нижней чаши 41 полой оси 39 с помощью гайки 53, установленной на резьбу 51 стержня 50. На расходном фланце 35 герметично закреплен расходный клапан 9, причем между расходным клапаном 9 и капиллярной сеткой 4 образована полость капиллярного накопителя топлива 54.

Перфорированные перегородки 46 играют роль воронкогасителя, а капиллярная сетка 23 является также фильтрующим элементом.

По первому варианту капиллярная система хранения и отбора криогенного окислителя в топливном баке космического объекта, включающая топливный бак 1, заборное устройство 2, установленное на нижнем днище 3 топливного бака 1 и содержащее накопитель капиллярного типа 4, теплообменник 5 и дозирующее устройство 6, расходный клапан 7, расположенный внутри заборного устройства 2, и элемент капиллярной стабилизации топлива 8, содержащий коническую обечайку 9, функционирует следующим образом.

Во время заправки топливного бака 1 криогенная жидкость заполняет накопитель капиллярного типа 4 и полость 27 капиллярной стабилизации жидкого топлива.

В промежутках между запусками маршевого двигателя в условиях невесомости жидкость за счет сил поверхностного натяжения удерживается в полости накопителя капиллярного типа 30 и в полости 27 капиллярной стабилизации жидкого топлива, которые гидравлически сообщены между собой, при этом за счет наличия гидростатического давления капиллярная сетка 23 постоянно смачивается жидкостью.

После открытия расходного клапана 7 криогенный окислитель из полости накопителя капиллярного типа 30 поступает в расходную магистраль для обеспечения запуска двигателя.

По второму варианту капиллярная система хранения и подачи жидкости в ракетный двигатель космического объекта, включающая топливный бак 1, содержащий нижнее днище 3, заборное устройство 2 и расходный клапан 7, расположенный вне топливного бака 1, функционирует следующим образом.

Во время заправки топливного бака 1 жидкость заполняет полость накопителя капиллярного типа 30.

В промежутках между запусками маршевого двигателя в условиях невесомости жидкость за счет сил поверхностного натяжения удерживается в полости накопителя капиллярного типа 30.

После открытия расходного клапана 7 из полости накопителя капиллярного типа 30 жидкость поступает в расходную магистраль для обеспечения запуска двигателя.

По первому варианту в предложенной капиллярной системе хранения и отбора криогенного топлива в ракетный двигатель космического объекта повышение надежности работы заборного устройства 2 и двигательной установки космического объекта в целом обеспечивается за счет размещения полости 27 капиллярной стабилизации топлива над полостью накопителя капиллярного типа 30 и сообщения их между собой, что ведет к постоянному смачиванию криогенным топливом капиллярной сетки 23, и, соответственно, исключается прорыв газовой составляющей в полость накопителя капиллярного типа 30.

Снижение массы двигательной установки космического объекта обеспечивается за счет использования в заборном устройстве 2 внутренней поверхности крышки 10 как одной из составляющих полости накопителя капиллярного типа 30, что дает возможность (при оптимизации объема полости накопителя капиллярного типа 30) приблизить верхнюю тарель 12 к крышке 10 и, соответственно, уменьшить минимальные остатки незабора криогенного топлива.

Кроме того, введение съемной крышки 10 в состав топливного бака 1 позволяет производить монтаж заборного устройства 2 автономно, обеспечивать обслуживание внутренней полости топливного бака 1 и не вводить в баке 1 специального люка-лаза, что также ведет к снижению его массы.

По второму варианту в капиллярной системе хранения и подачи жидкости в ракетный двигатель космического объекта повышение надежности работы двигательной установки космического объекта достигается за счет размещения заборного устройства 2 в приямке 32, в котором образована между расходным клапаном 7 и капиллярной сеткой 23 полость накопителя капиллярного типа 30, что обеспечивает запуск двигателя в условиях невесомости, при этом масса двигательной установки космического объекта снижается за счет уменьшения минимальных остатков незабора жидкости в топливном баке 1.


КАПИЛЛЯРНАЯ СИСТЕМА ХРАНЕНИЯ И ОТБОРА ЖИДКОСТИ В РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ КОСМИЧЕСКОГО ОБЪЕКТА (ВАРИАНТЫ)
КАПИЛЛЯРНАЯ СИСТЕМА ХРАНЕНИЯ И ОТБОРА ЖИДКОСТИ В РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ КОСМИЧЕСКОГО ОБЪЕКТА (ВАРИАНТЫ)
КАПИЛЛЯРНАЯ СИСТЕМА ХРАНЕНИЯ И ОТБОРА ЖИДКОСТИ В РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ КОСМИЧЕСКОГО ОБЪЕКТА (ВАРИАНТЫ)
КАПИЛЛЯРНАЯ СИСТЕМА ХРАНЕНИЯ И ОТБОРА ЖИДКОСТИ В РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ КОСМИЧЕСКОГО ОБЪЕКТА (ВАРИАНТЫ)
КАПИЛЛЯРНАЯ СИСТЕМА ХРАНЕНИЯ И ОТБОРА ЖИДКОСТИ В РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ КОСМИЧЕСКОГО ОБЪЕКТА (ВАРИАНТЫ)
Источник поступления информации: Роспатент

Showing 71-80 of 377 items.
10.06.2014
№216.012.cd46

Разъемное соединение

Изобретение относится к устройствам разделения криогенных заправочных магистралей. Разъемное соединение состоит из стационарного и отделяемого штуцеров с двойным уплотнением между ними, поджатие которого осуществляется устройством для затяжки посредством тарельчатых пружин. Оба уплотнения между...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002518321
Дата охранного документа: 10.06.2014
10.06.2014
№216.012.cdd8

Ионная двигательная установка космических аппаратов

Изобретение относится к двигательным системам космических аппаратов. Предлагаемая ионная двигательная установка (ДУ) включает в себя источник рабочего тела, выполненный в виде системы хранения и подачи изотопа алюминия 27 с источником паров (ИП) данного изотопа. ДУ также содержит связанные с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002518467
Дата охранного документа: 10.06.2014
10.06.2014
№216.012.d125

Способ имитации внешних тепловых потоков для наземной отработки теплового режима космического аппарата

Изобретение относится к тепловакуумным испытаниям космического аппарата (КА), а также может найти применение в тех областях техники, где предъявляются повышенные требования к излучательным и отражательным характеристикам изделий. Согласно изобретению до помещения КА в термовакуумную камеру...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002519312
Дата охранного документа: 10.06.2014
27.06.2014
№216.012.d979

Посадочное устройство космического корабля

Изобретение относится к космической технике, а именно к посадочным устройствам космического корабля (КК). Посадочное устройство КК содержит опорную тарель, откидную раму, два подкоса, кронштейн, датчик угла поворота рамы, цилиндрические шарниры с замковыми элементами, четыре посадочные опоры,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002521451
Дата охранного документа: 27.06.2014
10.07.2014
№216.012.da6c

Быстроразъемный агрегат (варианты)

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к устройствам, обеспечивающим подачу рабочих тел высокого давления к ракетным блокам на стартовых устройствах и разделение пневмомагистралей перед стартом или разделение межблочных пневмомагистралей при разделении блоков космических...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002521694
Дата охранного документа: 10.07.2014
10.07.2014
№216.012.dc24

Центробежное рабочее колесо

Изобретение может быть использовано при изготовлении и эксплуатации малорасходных насосов изделий ракетно-космической техники. Изобретение направлено на расширение области использования. Центробежное рабочее колесо содержит монолитные ступицу, ведущий диск, покрывной диск и n лопаток. По...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002522134
Дата охранного документа: 10.07.2014
20.07.2014
№216.012.df93

Коммутатор напряжения с защитой от перегрузки по току

Изобретение относится к области электронной техники и может быть использовано в источниках питания с защитой от перегрузки по току без использования датчика тока, преимущественно в системах управления космических аппаратов. Технический результат заключается в снижении массы и габаритов...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002523021
Дата охранного документа: 20.07.2014
20.07.2014
№216.012.df95

Способ получения электроэнергии из водорода с использованием топливных элементов и система энергопитания для его реализации

Изобретение относится к энергоустановкам c твердополимерными топливными элементами (ТЭ), в которых получают электроэнергию за счет электрохимической реакции газообразного водорода с двуокисью углерода, и электрохимической реакции окиси углерода с кислородом воздуха. Предложена также система...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002523023
Дата охранного документа: 20.07.2014
20.07.2014
№216.012.df96

Коммутатор напряжения с защитой от перегрузки по току

Изобретение относится к области электронной техники и может быть использовано в источниках питания с защитой от перегрузки по току без использования датчика тока, преимущественно в системах управления космических аппаратов. Технический результат заключается в снижении массы и габаритов...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002523024
Дата охранного документа: 20.07.2014
27.07.2014
№216.012.e38f

Способ определения географических координат области наблюдения перемещаемой относительно космического аппарата аппаратуры наблюдения, система для его осуществления и устройство размещения излучателей на аппаратуре наблюдения

Изобретение относится к космической технике. Способ определения географических координат области наблюдения перемещаемой относительно КА аппаратуры наблюдения включает навигационные измерения движения КА, определение положения центра масс и ориентации КА, определение пространственного положения...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002524045
Дата охранного документа: 27.07.2014
Showing 71-80 of 311 items.
20.05.2014
№216.012.c393

Терморегулирующий материал, способ его изготовления и способ его крепления к поверхности корпуса космического объекта

Изобретение относится к космической технике и касается создания терморегулирующего материала для нанесения на поверхность космического объекта (КО). Терморегулирующий материал содержит подложку в виде оптически прозрачного стекла, высокоотражающий слой из серебра, защитный слой....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002515826
Дата охранного документа: 20.05.2014
20.05.2014
№216.012.c657

Регенеративная электрохимическая система энергоснабжения пилотируемого космического аппарата с замкнутым по воде рабочим циклом и способ ее эксплуатации

Изобретение относится к энергетике, к системе энергоснабжения космических аппаратов и напланетных станций. Электрохимическая система энергоснабжения космического аппарата с замкнутым по воде рабочим циклом включает электролизер воды и кислородо-водородный генератор, гидравлически связанные...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002516534
Дата охранного документа: 20.05.2014
27.05.2014
№216.012.c81b

Рабочее колесо осевого вентилятора (варианты)

Заявленное рабочее колесо осевого вентилятора может быть использовано в составе систем терморегулирования изделий авиационной и ракетной техники. Рабочее колесо содержит ступицу с основаниями, снабженными пазами шириной S. В указанных пазах установлены хвостовики листовых лопаток толщиной s,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002516993
Дата охранного документа: 27.05.2014
27.05.2014
№216.012.c9f5

Шаровой клапан

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к ракетно-космической технике, и предназначено в качестве запорного клапана с ручным приводом для обеспечения работоспособности в условиях биологически вредных сред, при криогенных температурах и при невесомости. Шаровой клапан состоит...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002517467
Дата охранного документа: 27.05.2014
10.06.2014
№216.012.cd46

Разъемное соединение

Изобретение относится к устройствам разделения криогенных заправочных магистралей. Разъемное соединение состоит из стационарного и отделяемого штуцеров с двойным уплотнением между ними, поджатие которого осуществляется устройством для затяжки посредством тарельчатых пружин. Оба уплотнения между...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002518321
Дата охранного документа: 10.06.2014
10.06.2014
№216.012.cdd8

Ионная двигательная установка космических аппаратов

Изобретение относится к двигательным системам космических аппаратов. Предлагаемая ионная двигательная установка (ДУ) включает в себя источник рабочего тела, выполненный в виде системы хранения и подачи изотопа алюминия 27 с источником паров (ИП) данного изотопа. ДУ также содержит связанные с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002518467
Дата охранного документа: 10.06.2014
10.06.2014
№216.012.d125

Способ имитации внешних тепловых потоков для наземной отработки теплового режима космического аппарата

Изобретение относится к тепловакуумным испытаниям космического аппарата (КА), а также может найти применение в тех областях техники, где предъявляются повышенные требования к излучательным и отражательным характеристикам изделий. Согласно изобретению до помещения КА в термовакуумную камеру...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002519312
Дата охранного документа: 10.06.2014
27.06.2014
№216.012.d979

Посадочное устройство космического корабля

Изобретение относится к космической технике, а именно к посадочным устройствам космического корабля (КК). Посадочное устройство КК содержит опорную тарель, откидную раму, два подкоса, кронштейн, датчик угла поворота рамы, цилиндрические шарниры с замковыми элементами, четыре посадочные опоры,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002521451
Дата охранного документа: 27.06.2014
10.07.2014
№216.012.da6c

Быстроразъемный агрегат (варианты)

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к устройствам, обеспечивающим подачу рабочих тел высокого давления к ракетным блокам на стартовых устройствах и разделение пневмомагистралей перед стартом или разделение межблочных пневмомагистралей при разделении блоков космических...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002521694
Дата охранного документа: 10.07.2014
10.07.2014
№216.012.dc24

Центробежное рабочее колесо

Изобретение может быть использовано при изготовлении и эксплуатации малорасходных насосов изделий ракетно-космической техники. Изобретение направлено на расширение области использования. Центробежное рабочее колесо содержит монолитные ступицу, ведущий диск, покрывной диск и n лопаток. По...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002522134
Дата охранного документа: 10.07.2014
+ добавить свой РИД