Космические летательные аппараты: ...тепловая защита, например тепловые экраны – B64G 1/58

Раздел B РАЗЛИЧНЫЕ ТЕХНОЛОГИЧЕСКИЕ ПРОЦЕССЫ; ТРАНСПОРТИРОВАНИЕ
B64 Воздухоплавание; авиация; космонавтика
B64G Космонавтика; космические корабли и их оборудование
B64G 1/00 Космические летательные аппараты
B64G 1/58 ...тепловая защита, например тепловые экраны

Патенты в данной категории

УСТРОЙСТВО КРЕПЛЕНИЯ ТЕПЛОЗАЩИТЫ К РАМЕ ДВИГАТЕЛЯ (ВАРИАНТЫ)

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для креплений разделительных устройств блоков ступеней ракет-носителей, устанавливаемых на теплозащитах двигателей. Устройство крепления теплозащиты к раме двигателя содержит шпангоут с хомутом и четырьмя дополнительными резьбовыми бобышками с резьбовыми проушинами, дугу с четырьмя дополнительными резьбовыми бобышками с резьбовыми проушинами и ушками, растяжки, проушины, бобышки, крепежные элементы, контргайки, прижим. На хомуте закреплена упорная пластина с болтом, на резьбовой части ушка установлена и законтрена шплинтом резьбовая втулка для монтажа дополнительных растяжек. Изобретение позволяет повысить жёсткость крепления теплозащиты к раме двигателя. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 14 ил.

2520598
патент выдан:
опубликован: 27.06.2014
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. Высокоотражающий слой из серебра имеет толщину 0,10÷0,15 мкм. В качестве защитного слоя использована нержавеющая сталь толщиной 0,10÷0,20 мкм. На защитный слой нанесен эпоксидный лак толщиной 20÷30 мкм. Перед нанесением на подложку высокоотражающего слоя из серебра осуществляют химическую очистку подложки с одновременным ультразвуковым воздействием в течение 3-х минут. Затем подложку вынимают из раствора, промывают последовательно теплой, холодной, дистиллированной водой по 1-1,5 мин и сушат на воздухе. Поверхность обрабатывают тлеющим разрядом для дополнительной очистки и активации поверхности подложки. Затем последовательно осуществляют нанесение высокоотражающего слоя и защитного слоя в вакуумной камере методом магнетронного распыления без разгерметизации вакуумной камеры за один технологический цикл, располагая подложку последовательно под магнетронными источниками с мишенью из серебра и мишенью из нержавеющей стали. На подложку с высокоотражающим слоем и защитным слоем наносят слой эпоксидного лака толщиной 20÷30 мкм для дополнительной защиты от атмосферной коррозии и для увеличения адгезии подложек с покрытием к клеевой композиции. Во время крепления терморегулирующего материала приклеивание материала клеевой композицией с электропроводящим наполнителем осуществляется при помощи грузов. В качестве электропроводящего наполнителя использована алюминиевая или серебряная пудра в количестве 20±5% и 10±5% соответственно, обеспечивающая необходимые электропроводящие свойства поверхности терморегулирующего материала. Достигается улучшение терморадиационных характеристик материала, повышение технологичности нанесения покрытия, повышение значения адгезии крепления подложек с покрытием к поверхности корпуса КО. 3 н.п. ф-лы, 2 ил.

2515826
патент выдан:
опубликован: 20.05.2014
МНОГОФУНКЦИОНАЛЬНЫЙ КОМПОЗИЦИОННЫЙ МАТЕРИАЛ

Изобретение относится к терморегулирующим материалам, эксплуатирующимся в составе космической техники, в частности в качестве внешнего слоя экранно-вакуумной теплоизоляции на наружных поверхностях космических аппаратов (КА) с электрическим заземлением на корпус КА или в качестве терморегулирующего покрытия класса "солнечный отражатель" при нанесении его с помощью клеевого электропроводного слоя на наружные поверхности КА. Многофункциональный композиционный материал состоит из листов прозрачного диэлектрического материала подложки с электропроводным покрытием на внешней поверхности и с отражающим слоем на тыльной стороне подложки. Электропроводный отражающий слой выполнен в виде пленки металла с высокой отражательной способностью в интервале длин волн 0,3-2,4 мкм. Электропроводное покрытие выполнено прозрачным в диапазоне длин волн более 0,7-1 мкм, с высоким коэффициентом отражения в диапазоне длин волн менее 0,6 мкм, обладающим удельным поверхностным сопротивлением электропроводного покрытия в диапазоне от 5 кОм/см2 до 5×105 кОм/см2. Электропроводное покрытие содержит не менее 3-х слоев, один из которых электропроводный светоотражающий слой, второй - дополнительный электропроводный слой, обеспечивающий требуемую электропроводность покрытия, и защитный слой. На тыльной стороне подложки выполнен защитный слой. Все слои материала выполнены радиационно-стойкими. Достигается повышение эффективности, надежности, стойкости к внешним воздействиям, повышение срока эксплуатации материала. 4 з.п. ф-лы, 1 ил., 1 табл.

2513328
патент выдан:
опубликован: 20.04.2014
ТЕРМОСТОЙКАЯ СИСТЕМА ТЕПЛОЗАЩИТЫ ПОВЕРХНОСТИ ГИПЕРЗВУКОВЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ И ВОЗВРАЩАЕМЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

Изобретение относится к термостойким системам теплозащиты поверхности гиперзвуковых летательных и возвращаемых космических аппаратов. Термостойкая система теплозащиты состоит из теплоизоляционного и теплозащитного слоя, включающего композиты с керамической матрицей, армированной теплостойкими волокнами и содержащей сублимирующее твердое вещество. Сублимирующее твердое вещество включает стабилизированные предкерамические кремнийорганические полимеры, содержащие атомы С, Si и Н, а также гетероатомы германия. В качестве керамической матрицы теплозащитный слой содержит карбиды, или бориды тугоплавких металлов, или их смеси. Также сублимирующее твердое вещество может включать германаты тугоплавких металлов. Достигается более эффективная теплозащитная система. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 5 пр.

2509040
патент выдан:
опубликован: 10.03.2014
СТОЙКИЙ К ПРОЖОГУ ФЮЗЕЛЯЖ ВОЗДУШНОГО СУДНА

Изобретения относятся к вариантам выполнения фюзеляжа воздушного судна и к воздушному судну. Фюзеляж по первому варианту содержит пространство с полом, который содержит одну или несколько панелей для пола. Панели для пола обладают стойкостью к прожогу пламенем, действующим снаружи от фюзеляжа воздушного судна в направлении указанного пространства, в течение периода, составляющего четыре минуты. Область фюзеляжа воздушного судна под указанным полом не содержит стойкой к прожогу изоляции. Фюзеляж по второму варианту содержит пространство с полом и обтекатель перехода крыло/фюзеляж. Обтекатель обладает стойкостью к прожогу пламенем, действующим снаружи от фюзеляжа воздушного судна в направлении указанного пространства, в течение периода, составляющего четыре минуты. Область пространства над обтекателем не содержит стойкой к прожогу изоляции. Достигается уменьшение веса воздушного судна. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

2502634
патент выдан:
опубликован: 27.12.2013
КРЫЛО ГИПЕРЗВУКОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА В УСЛОВИЯХ ЕГО АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО НАГРЕВА

Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике и касается тепловой защиты частей корпусов летательных аппаратов (ЛА), совершающих полет со сверх- и гиперзвуковыми скоростями. Крыло гиперзвукового ЛА содержит размещенный на его поверхности эмиссионный слой (2), который через бортовой потребитель электроэнергии (7) соединен с электропроводящим элементом (3). Электропроводящий элемент (3) через электроизоляционный слой (4) термически связан с каналами (6), соединенными с охлаждающей магистралью бортовой системы терморегулирования. Термоэмиссионный слой (2) размещен на внешней поверхности крыла в области передней кромки. Электропроводящий элемент (3) через электроизоляционный слой (6) установлен у задней кромки крыла. Достигается снижение температуры нагреваемых в полете тонкопрофильных крыльев и других аэродинамически нагреваемых элементов конструкции, повышение надежности за счет термоэлектронной эмиссии во внешнюю среду и выноса элементов системы охлаждения на наружную поверхность крыла ГЛА, снижение лобового сопротивления. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

2495788
патент выдан:
опубликован: 20.10.2013
ТЕРМОРЕГУЛИРУЮЩИЙ МАТЕРИАЛ

Изобретение относится к пассивной теплозащите, в частности, приборов и оборудования космических аппаратов. Терморегулирующий материал содержит внешний и армирующий слои, между которыми введен термопластичный слой. Внешний слой выполнен в виде металлизированной с внутренней стороны полиимидной пленки толщиной 12 мкм. Армирующий слой образован из аримидной ткани с поверхностной плотностью <25 г/м2. Термопластичный слой сформирован на основе полиимидов или полиэфиримидов, или полисульфонов и введен между внешним и армирующим слоями методом сварки. Технический результат изобретения состоит в отсутствии коробления рабочей поверхности и вследствие этого - стабильности оптических характеристик, высокой прочности на надрыв, отсутствии пылегазовыделения, устойчивости к воздействию атомарного кислорода, эластичности, а также в уменьшении массы терморегулирующего материала. При этом сохраняются требуемые характеристики но его радиационной и термостойкости. 1 ил.

2493058
патент выдан:
опубликован: 20.09.2013
ТЕРМОРЕГУЛИРУЮЩИЙ МАТЕРИАЛ

Изобретение относится к области космического материаловедения и оптической техники, в частности к терморегулирующим материалам, предназначенным для использования в системах пассивного терморегулирования космических объектов. Терморегулирующий материал содержит наружный облицовочный слой из тканого материала с вплетенными в продольном и поперечном направлениях электропроводящими нитями. В терморегулирующий материал введена подложка из металлизированной с одной внутренней стороны полиимидной пленки. Наружный облицовочный слой выполнен с вплетением электропроводящих нитей, полученных путем скрутки металлической проволоки толщиной 30-50 µкм с полимерной нитью линейной плотности 1,5-11 текс и переплетением с плотностью нитей 6-12 г/см2 по утку и основе. Между подложкой и облицовочным слоем введен термопластичный слой на основе полиимидов, или полиэфиримидов, или полиэфиров, или полисульфонов. Достигается снижение массы терморегулирующего материала. 1 ил.

2493057
патент выдан:
опубликован: 20.09.2013
СПОСОБ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ ГОЛОВНОЙ ЧАСТИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Изобретение относится к способу тепловой защиты летательных аппаратов с использованием композиционных теплозащитных материалов. Способ тепловой защиты головной части летательного аппарата включает облицовку термонапряженных элементов композиционным теплозащитным материалом. Поверхность облицовочного материала, контактирующую с высокотемпературным газовым потоком, выполняют шероховатой. Шероховатость Rz выбирают из диапазона 1·10 -4 м Rz 5·10-4 м. Достигается повышение эффективности тепловой защиты летательных аппаратов. 3 ил.

2481239
патент выдан:
опубликован: 10.05.2013
ПАНЕЛЬ ЗВУКОИЗОЛИРУЮЩАЯ

Изобретение относится к конструкционным слоистым изолирующим материалам, которые могут быть использованы как вибро-, звуко-, теплоизолирующие материалы в различных областях техники. Панель звукоизолирующая содержит эластичный материал. Панель выполнена из чередующихся слоев вулканизованной и невулканизованной резины. Невулканизованная резина обложена со всех сторон вулканизованной резиной. Достигается повышение звуко-, вибро- и теплоизолирующих свойств. 1 з.п. ф-лы, 6 ил.

2472649
патент выдан:
опубликован: 20.01.2013
ПАКЕТ ТЕПЛОВОЙ ИЗОЛЯЦИИ И СПОСОБ ЕГО ИЗГОТОВЛЕНИЯ

Изобретения относятся к многослойным изделиям, используемым в различных областях техники, в частности в ракетной и авиационной, а именно к пакету тепловой изоляции и к способу его изготовления. Пакет тепловой изоляции работает в условиях криогенных температур, аэродинамического нагрева и высоких рабочих давлений и содержит изолируемую поверхность со слоем теплоизоляции в виде пенопласта, установленного на амортизационный слой, слоем теплозащиты и закрепленным на последнем антистатическим покрытием. Изолируемая поверхность выполнена из полимерного композиционного материала. Пенопласт оснащен влагозащитным и герметизирующим покрытием из виброударопрочного клея на основе эпоксидной смолы, лентой из стеклянных комплексных нитей, намотанной с 50% перекрытием витков, скрепленных клеем. Лента имеет адгезионный слой, покрытый слоем теплозащиты в виде резиноподобного эластичного покрытия. Способ изготовления пакета тепловой изоляции заключается в напылении пенопласта на предварительно подготовленную изолируемую поверхность с последующим нанесением на него теплозащиты и антистатического слоя. В качестве изолируемой поверхности выбирают полимерный композиционный материал, перед напылением пенопласта на нее наносят амортизационный слой. Поверх пенопласта наносят слой влагозащитного и герметизирующего покрытия из виброударопрочного клея на основе эпоксидной смолы, на который с 50% перекрытием наматывают ленту из стеклянных комплексных нитей, витки которой соединяют между собой клеем. Ленту покрывают адгезионным слоем, на который наносят теплозащиту в виде резиноподобного эластичного покрытия и антистатический слой. Достигается снижение уровня деформации в пакете тепловой изоляции и повышение его эксплуатационной надежности и прочности. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

2459743
патент выдан:
опубликован: 27.08.2012
СПОСОБ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ ГОЛОВНОЙ ЧАСТИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Изобретение относится к авиационной и космической технике и касается способа охлаждения головных элементов конструкций летательных аппаратов. Способ тепловой защиты головной части летательного аппарата заключается в выполнении следующих операций: в область взаимодействия головной части с обтекающим потоком через перфорированные отверстия подают газ-охладитель и подавляют турбулентные вихри, возникающие в высокоградиентных зонах взаимодействия элементарных струй газа-охладителя и набегающего высокотемпературного газового потока, воздействуя на них периодическими тангенциальными вибрациями интенсивностью I в диапазоне 1,75×105 I 39,2×105 кг·град2 3м2. Тангенциальные вибрации налагают в плоскости, перпендикулярной оси симметрии поверхности головной части летательного аппарата. Частоту вибраций выбирают в диапазоне 5 f 25 Гц, амплитуду вибраций - в диапазоне 1 А 9 угловых градусов. Достигается повышение эффективности охлаждения головной части летательных аппаратов. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

2452669
патент выдан:
опубликован: 10.06.2012
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Жидкостный ракетный двигатель включает камеру с соплом, донную защиту с рамой, систему качания камеры сгорания, при этом на сопле расположен фланец, к которому закреплена сетка, выполненная или в виде усеченного конуса, меньшим диаметром закрепленная на фланце, а большим диаметром - на раме донной защиты, или части тора, закрепленного одной частью на фланце, а другой частью - на раме донной защиты. Сетка выполнена из металлической нити, например, из коррозионно-стойкой стали 03Х18Н9Т-ВИ диаметром 0,01<d<0,2 мм, а проницаемость сетки находится в пределах 0,01<Н<0,3, где d - диаметр нити сетки, Н - проницаемость сетки. Фланец выполнен в виде бандажа сопла. Фланец и сетка донной защиты выполнены не менее чем из 2-х частей, соединенных между собой по образующей разъемными соединениями. Изобретение обеспечивает повышение эффективности тепловой защиты агрегатов двигателя при его работе и снижение массогабаритных характеристик устройства. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

2429371
патент выдан:
опубликован: 20.09.2011
УСТРОЙСТВО ОБЕСПЕЧЕНИЯ ТЕПЛОВОГО РЕЖИМА КРИОГЕННОЙ ЕМКОСТИ ПРИ ЭКСПЛУАТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО ОБЪЕКТА

Изобретение относится к теплоизоляции, преимущественно криогенных емкостей космических изделий. Устройство обеспечивает тепловой режим криогенной емкости (1) и содержит экранно-вакуумную теплоизоляцию (2), гермооболочку (3) поверх теплоизоляции (2) и предохранительные клапаны (6), сообщенные с полостью между емкостью (1) и гермооболочкой (3). Клапаны (6) предотвращают разрушение гермооболочки от внутреннего давления. Гермооболочка (3) выполнена из мягкого неметаллического материала, опертого на теплоизоляцию (2) с помощью равномерно расставленных неметаллических бобышек (4). Тем самым образована полость (5) между емкостью (1) и гермооболочкой (3). Пироклапаны (7) вскрывают эту полость на начальном участке выведения объекта в космическое пространство. Дренажные клапаны (8) открываются с падением атмосферного давления в процессе выведения объекта и сообщают полость (5) с окружающей атмосферой. В результате происходит истечение газа из полости (5) до полного вакуумирования теплоизоляции (2). Техническим результатом изобретения является уменьшение потерь криогенного компонента на его испарение при длительной эксплуатации космических объектов и снижение массы космического объекта. 2 ил.

2413661
патент выдан:
опубликован: 10.03.2011
ЭЛЕКТРОПРОВОДЯЩАЯ ЛИПКАЯ ЛЕНТА

Изобретение относится к слоистым материалам на основе металлизированной полимерной пленки, которые используются в области космической техники. Электропроводящая липкая лента, используемая для соединения матов экранно-вакуумной теплоизоляции космического аппарата, состоит из полимерной ленты-основы, слоя клея и рабочего слоя. Рабочий слой по центру ленты состоит из полосы металла или сплава, такого как серебро, алюминий, цинк, медь, сталь, а по краям - из полос адгезива или клея постоянной липкости. Материалы основы липкой ленты выбраны из веществ, устойчивых к воздействию радиации, таких как полиимид, полиэтилентерефталат, полиамид и их смеси. Достигается повышение надежности соединения ленты с поверхностью матов теплоизоляции и электропроводности в центральной части липкой ленты. 2 ил.

2410298
патент выдан:
опубликован: 27.01.2011
ВНУТРЕННЯЯ МНОГОСЛОЙНАЯ ТЕПЛОИЗОЛЯЦИЯ ГОЛОВНЫХ ОБТЕКАТЕЛЕЙ

Изобретение относится к области космической техники, а именно к области средств тепловой защиты космических аппаратов, выводимых на орбиту внутри головных обтекателей ракет. Многослойная внутренняя теплоизоляция головных обтекателей состоит из временного защитного покрытия, снимаемого после монтажа, металлизированной алюминием или сталью политерефталатной или полиимидной пленки, слоя теплоизолятора из полимерных волокон, политерефталатной или полиимидной пленки, слоя клея постоянной липкости и съемной антиадгезионной бумаги (пленки), снимаемой перед приклеиванием к внутренней поверхности головного обтекателя. Достигается повышение скорости монтажа, снижение веса теплоизоляции и уменьшение воздействия тепла на космический аппарат. 2 ил.

2410297
патент выдан:
опубликован: 27.01.2011
КОМПОЗИЦИЯ ДЛЯ ТЕРМОРЕГУЛИРУЮЩЕГО ПОКРЫТИЯ КЛАССА "СОЛНЕЧНЫЕ ОТРАЖАТЕЛИ"

Изобретение относится к области космического материаловедения и оптической техники, в частности к композиции для терморегулирующего покрытия класса «солнечные отражатели», предназначенного для использования в системах пассивного терморегулирования космических аппаратов. Композиция для терморегулирующего покрытия класса «солнечные отражатели» включает модифицированное жидкого калиевое стекло с кремнеземистым модулем 3,3-3,8 при плотности 1,204-1,216 г/см3 в качестве связующего, в количестве 26,4-28,7 мас.%, пигмент - цинк-галлий оксид с расчетной формулой ZnGaO1+n, где n=0,0064 в количестве 42,3-45,2 мас.% и растворитель - дистиллированную воду в количестве 28,4-29,0 мас.%. При этом в качестве модификатора ЖКС используют органический водоразбавляемый сополимер на основе латекса. Предложенная композиция позволяет получить терморегулирующее покрытие класса «солнечные отражатели» с повышенной радиационной стойкостью к воздействию факторов космического пространства, низким коэффициентом поглощения солнечного излучения при сохранении высокой излучательной способности, стабилизирующее работу радиоэлектронной аппаратуры и бортовых систем космических аппаратов, позволяющее увеличить срок активного существования космического аппарата на высоких орбитах и уменьшить его весовые характеристики. 3 табл.

2401852
патент выдан:
опубликован: 20.10.2010
ЭКРАННО-ВАКУУМНАЯ ТЕПЛОИЗОЛЯЦИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С ВНЕШНИМ КОМБИНИРОВАННЫМ ПОКРЫТИЕМ

Изобретение относится к области космической техники, а именно к области средств тепловой защиты космических аппаратов. Экранно-вакуумная теплоизоляция космического аппарата с внешним комбинированным покрытием состоит из полимерной подложки, электропроводного слоя с износостойким слоем на внешней поверхности и отражающего слоя на внутренней поверхности. Изоляция содержит временный защитный слой на внешней поверхности и укрепляющую полимерную сетку на внутренней поверхности. Достигается повышение надежности, эффективности, уменьшение веса и пылеворсоотделения экранно-вакуумной тепловой изоляции. 4 з.п. ф-лы, 4 табл., 2 ил.

2397926
патент выдан:
опубликован: 27.08.2010
СВЕТОЗАЩИТНОЕ УСТРОЙСТВО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

Изобретение относится к предохранительным устройствам космических аппаратов. Светозащитное устройство содержит раму (1), крышку в виде двух створок (2), связанных с узлами их вращения, два механизма фиксации, электропривод, датчик угла поворота, механизм аварийного открытия створок и упоры-ограничители (17) крайних положений створок. Датчик угла поворота установлен с зазором в экранированном корпусе и выполнен в виде ротора (9). Вал ротора одним концом взаимодействует с валом электропривода, а другим - с двуплечим рычагом (12) шарнирно-рычажного механизма (ШРМ). ШРМ содержит также тяги (13), пружинные компенсаторы (14), управляющие рычаги (15). Ротор (9) снабжен магнитами, взаимодействующими с герметичными контактами на экранированном корпусе. Пружина компенсатора (14) размещена между двумя конусными наконечниками, конусные поверхности которых взаимодействуют с корпусом компенсатора (14), с соединительным элементом и с ответными конусными поверхностями на крепежных элементах. Валы механизмов аварийного открытия створок одним концом состыкованы с выходными валами ШРМ, а другим взаимодействуют с активными рычагами створок (2) для связи с узлами их вращения. Эти рычаги взаимодействуют, в свою очередь, с упорами (17), входящими в состав данных узлов вращения. С упорами (17) в составе узлов вращения, расположенных с другой стороны створок, взаимодействуют пассивные рычаги створок. Техническим результатом изобретения является повышение надежности снегозащитного устройства космического аппарата, имеющего длительный срок активного существования (не менее 5 лет), большое количество циклов открытия-закрытия створок крышки (порядка 105) при значительных размерах крышки (диаметр не менее 2 м). 6 ил.

2391264
патент выдан:
опубликован: 10.06.2010
СТВОРКА КРЫШКИ СВЕТОЗАЩИТНОГО УСТРОЙСТВА КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

Изобретение относится к предохранительным устройствам космических аппаратов, используемым для защиты оптико-электронной аппаратуры от воздействия тепловых и световых факторов. Створка содержит панель и элементы крепления. Панель выполнена в виде двух замкнутых трубчатых каркасов, жестко связанных между собой. Внутренняя полость каркасов имеет два слоя пакетов экранно-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ), между которыми натянута сеть, закрепленная на трубчатых каркасах. Пакеты ЭВТИ связаны между собой и с сетью в отдельных точках. Трубчатый каркас и пакеты ЭВТИ покрыты облицовочной тканью с оптическими коэффициентами. Конструкция створки крышки в 8,4 раза легче изделия-прототипа. Техническим результатом изобретения является снижение массы светозащитного устройства. 4 ил.

2390480
патент выдан:
опубликован: 27.05.2010
ЭКРАННО-ВАКУУМНАЯ ТЕПЛОИЗОЛЯЦИЯ КРИОГЕННОЙ ЕМКОСТИ РАКЕТНОГО КОСМИЧЕСКОГО РАЗГОННОГО БЛОКА И СПОСОБ ЕЕ ИЗГОТОВЛЕНИЯ

Изобретения относятся к криогенной и ракетно-космической технике и могут быть использованы при теплоизолировании поверхностей баков, поверхностей емкостей для хранения и транспортирования криогенных жидкостей и т.п. Экранно-вакуумная теплоизоляция состоит из матов, в состав каждого из которых входит два пакета. Пакет состоит из чередующихся слоев экранного материала и прокладочного материала. Два слоя экранного материала, формованные на металлической сетке, установлены в качестве первого и последнего слоев каждого мата. Зазоры в стыках пакетов перекрыты дополнительными слоями экранного материала. Способ изготовления экранно-вакуумной теплоизоляции включает изготовление матов в виде чередующихся слоев экранного и прокладочного материала. Пакеты экранно-вакуумной теплоизоляции изготавливают по шаблонам и устанавливают на имитатор теплоизолируемой поверхности криогенной емкости. Слои в пакетах скрепляют между собой кнопками. Из пакетов собирают маты. Не менее трех верхних слоев каждого мата обшивают по контуру тканью. Стыки пакетов в матах смещают друг относительно друга. Маты укладывают друг относительно друга с перекрытием пакетов и соединяют между собой. Достигается упрощение изготовления и уменьшение длины перекрытий экранно-вакуумной теплоизоляции. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

2384492
патент выдан:
опубликован: 20.03.2010
ГИБКАЯ СИСТЕМА ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ СПУСКАЕМОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

Изобретение относится к теплозащите поверхности космического аппарата, производящего спуск в атмосфере планеты. Система содержит последовательно размещенные гибкий теплоизоляционный мат (2) и теплозащитный пакет (6), включающий несколько слоев (7) термостойкого тканевого материала. При этом мат (2) выполнен многослойным и помещен в чехол (3) из температуростойкой ткани. Каждый слой термостойкого тканевого материала пакета (6) пропитан и покрыт сублимирующим веществом (8). Толщина покрытия разных слоев различна и увеличивается по мере удаления слоя пакета от мата (2). Все слои мата (2), чехол (3) и все слои пакета (6) имеют соединение по их торцевым кромкам. При этом указанные элементы установлены с возможностью их свободного относительного перемещения, за исключением соединенных торцевых кромок. Техническим результатом изобретения является обеспечение трансформируемости и повышение гибкости системы тепловой защиты при одновременном упрощении конструкции и повышении ее надежности. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

2383476
патент выдан:
опубликован: 10.03.2010
СИСТЕМА ТЕПЛОЗАЩИТЫ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

Изобретение относится к конструкции теплозащиты космического аппарата, выводимого ракетой-носителем в космическое пространство. Система теплозащиты космического аппарата содержит экранно-вакуумную тепловую изоляцию (ЭВТИ). Для ЭВТИ предусмотрено устройство обеспечения ее прочностных и теплофизических характеристик, выполненное в виде сквозных дренажных отверстий, равномерно расположенных по поверхности изоляции. Над дренажными отверстиями с зазорами относительно ЭВТИ установлены теплоотражательные экраны. Дренажные отверстия сообщают межслойные объемы изоляции и объем газовой среды под ЭВТИ между собой и с наружной средой. Суммарные эффективные площади дренажных отверстий в ЭВТИ и зазоров между нею и экранами определяются с учетом суммарного объема газовой среды в межслойных объемах изоляции и под ней. При этом учтен также максимальный по траектории полета ракеты-носителя перепад давлений газовой среды, действующий на ЭВТИ. Технический результат изобретения состоит в сохранении прочности теплозащиты и ее теплофизических характеристик при выведении космического аппарата ракетой-носителем в космическое пространство, а также повышении надежности эксплуатации бортовых систем и агрегатов аппарата. 3 ил.

2360849
патент выдан:
опубликован: 10.07.2009
ТЕРМОРЕГУЛИРУЮЩЕЕ ПОКРЫТИЕ И СПОСОБ ЕГО УСТАНОВКИ НА КА

Покрытие содержит подложку в виде отдельных элементов из прозрачного радиационно-стойкого материала, тыльная поверхность которой покрыта отражающим, защитным и адгезионным слоями, а на внешней поверхности расположено прозрачное электропроводное покрытие, покрывающее торцевые поверхности подложки и контактирующее с защитным слоем. Толщина отдельных элементов не менее 0,08 мм, электросопротивление электропроводного покрытия - не менее 2 и не более 1×105 кОм/м2. При установке электропроводный клеевой слой наносят на поверхность КА, после чего вспомогательную ленту с липким слоем с наклеенными отдельными элементами прижимают к поверхности КА для удаления пузырьков воздуха и излишков клея. После отверждения клеевого слоя вспомогательную ленту отслаивают. Материал клеевого слоя маловязкий в исходном состоянии и эластичный после отверждения и имеет ингибитор коррозии, а также волокнистый электропроводный материал, длина волокон которого больше толщины клеевого слоя. Технический результат - создание надежного электрического контакта между внешней поверхностью покрытия и корпусом КА, защита внешней поверхности покрытия от загрязнений, высокая технологичность нанесения и расширение использования за счет возможности приклейки на поверхности с радиусом кривизны. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

2356074
патент выдан:
опубликован: 20.05.2009
СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ТЕРМИЧЕСКОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ ЭКРАННО-ВАКУУМНОЙ ТЕПЛОИЗОЛЯЦИИ СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ПРИ ТЕРМОВАКУУМНЫХ ИСПЫТАНИЯХ

Изобретение относится к наземным имитационным испытаниям элементов космической техники и может быть использовано при проектировании и экспериментальной отработке многослойной экранно-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ). Согласно изобретению в установившемся тепловом состоянии системы терморегулирования проводят измерение температур T1 и Т2 внешних (с разных сторон) слоев исследуемого участка ЭВТИ. При T1 Т2 проводят измерение равновесных температур

ч и Тик) приемников лучистой энергии. Один из приемников обладает высокой поглощательной способностью теплового излучения (As), близкой к As абсолютно черного тела. Другой приемник имеет в видимой области спектра As<(0,1-0,2). Приемники устанавливают в районе исследуемого участка ЭВТИ. Термическое сопротивление ЭВТИ (Rэвти) определяют по формуле, полученной из условия баланса тепловых потоков - лучистого и теплопроводности - через ЭВТИ. Данным способом можно контролировать местную величину R эвти при наземной отработке системы терморегулирования космического аппарата в тепловакуумной камере, в том числе на искривленных поверхностях аппарата с учетом его конфигурации. В результате испытаний также выявляется влияние на величину R эвти остаточного газа в ЭВТИ и процесса его дренирования, дефекты отдельных участков ЭВТИ и т.д. Техническим результатом изобретения является простота реализации описанного выше способа и возможность его автоматизации при использовании информации с соответствующих датчиков температуры. 1 ил.

2355608
патент выдан:
опубликован: 20.05.2009
КОСМИЧЕСКАЯ ГОЛОВНАЯ ЧАСТЬ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при проектировании и создании космической головной части. Космическая головная часть ракеты-носителя содержит обтекатель, космический аппарат, состоящий из, по крайней мере одного отсека, на поверхности которого установлена экранно-вакуумная тепловая изоляция. Введено устройство обеспечения прочностных и теплофизических характеристик экранно-вакуумной тепловой изоляции в виде сквозных дренажных отверстий, равномерно расположенных по поверхности упомянутой изоляции, сообщающих межслойные объемы газовой среды этой изоляции и под изоляцией с объемом газовой среды под обтекателем. Над дренажными отверстиями с зазорами относительно изоляции установлены отражательные экраны. В обтекателе выполнены дренажные отверстия, по крайней мере одно, сообщающие объем газовой среды под обтекателем с атмосферой. Достигается уменьшение перепадов давления, действующих на экранно-вакуумную тепловую изоляцию, обеспечение ее теплофизических характеристик, обеспечение допустимых перепадов давления, действующих на обтекатель. 4 ил.

2355607
патент выдан:
опубликован: 20.05.2009
ЭКРАННО-ВАКУУМНАЯ ТЕПЛОИЗОЛЯЦИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

Изобретение относится к области космической техники, а именно к экранно-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ) космического аппарата. Экранно-вакуумная теплоизоляция включает пакет экранов, размещенный между наружным и внутренними облицовочными слоями. Наружный облицовочный слой выполнен из диэлектрического тканого материала с плотностью плетения 0,34-0,7 г/см2 с вплетенными в продольном и поперечном направлениях металлизированными нитями. Решение направлено на создание экранно-вакуумной теплоизоляции космического аппарата со стойким к эффектам электризации наружным облицовочным слоем, обеспечивающим пониженное значение поверхностного электрического потенциала с сохранением теплофизических характеристик ЭВТИ. 1 табл., 2 ил.

2344972
патент выдан:
опубликован: 27.01.2009
РАДИОПРОЗРАЧНОЕ ТЕРМОРЕГУЛИРУЮЩЕЕ ПОКРЫТИЕ

Радиопрозрачное терморегулирующее покрытие (РТРП) предназначено преимущественно для терморегулирования и электростатической защиты в виде экранов или в виде покрытия, приклеенного к поверхности элементов конструкции космических аппаратов. Покрытие содержит внешний электропроводный светоотражающий слой и подложку из полимерного материала, прозрачные для электромагнитного излучения широкого интервала частот, между которыми размещен дополнительный электропроводный слой, прозрачный для электромагнитного излучения широкого интервала радиочастот и выполненный из полупроводника. С тыльной стороны подложки нанесен второй электропроводный светоотражающий слой, большей толщины. Все слои выполнены из радиационно стойких материалов, не отражающих тепловое излучение. Толщина светоотражающих слоев находится в пределах от 4×10-8 до 20×10-8. Технический результат - создание легкого и простого в изготовлении покрытия для термостабилизации и надежной электростатической защиты антенных систем, отражающего не менее 50% и пропускающего не более 5% солнечного излучения, не отражающего тепловое излучение и пропускающего более 99% электромагнитного излучения в диапазоне частот от нескольких мегагерц до десятков гигагерц. 2 з.п. ф-лы, 1 ил., 1 табл.

2343509
патент выдан:
опубликован: 10.01.2009
УСТРОЙСТВО ОПРЕДЕЛЕНИЯ ТЕРМИЧЕСКОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ ЭКРАННО-ВАКУУМНОЙ ТЕПЛОИЗОЛЯЦИИ СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

Изобретение относится к области проектирования, наземной отработки в тепловакуумных камерах и эксплуатации элементов системы терморегулирования космического аппарата. Устройство содержит анизотропную в тепловом отношении пластину, установленную на наружном экране экранно-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ). Предусмотрены датчики температуры, установленные на внутренних поверхностях наружных экранов ЭВТИ друг против друга и напротив центра тяжести указанной пластины. Пластина содержит несколько последовательно соединенных термоэлементов, образованных парами разнородных проводников, равномерно распределенных в непрерывной электроизолирующей матричной фазе. Коэффициент теплопроводности матричной фазы намного меньше коэффициентов теплопроводности указанных проводников. "Горячие" контакты данных проводников выведены к нагреваемой поверхности пластины, а "холодные" контакты проводников - к охлаждаемой поверхности пластины. На наружную поверхность пластины нанесен слой электроизоляции, который закрыт оболочкой из материала и с оптическими характеристиками, аналогичными материалу и оптическим характеристикам указанного наружного экрана ЭВТИ. Техническим результатом изобретения является возможность определения местного термического сопротивления ЭВТИ, в том числе на искривленных поверхностях космического аппарата - как при наземной отработке, так и на орбите. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

2341422
патент выдан:
опубликован: 20.12.2008
СПОСОБ ЗАЩИТЫ ПОЛЕЗНОГО ГРУЗА НА УЧАСТКЕ ВЫВЕДЕНИЯ КОСМИЧЕСКОЙ ГОЛОВНОЙ ЧАСТИ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

Изобретения относятся к области управления параметрами среды, воздействующей на полезный груз (ПГ) при его выведении ракетой-носителем. Согласно изобретениям для защиты ПГ от указанного воздействия используется головной обтекатель (7) космической головной части (5) с механизмами для фиксации, раскрытия и отделения створок обтекателя. При этом наряду с обтекателем используют теплозащитный кожух (8) с аналогичными механизмами. Кожух размещают между ПГ (9) и обтекателем (7). Сброс головного обтекателя с помощью указанных механизмов производят в момент, когда аэродинамическое воздействие на ПГ снижается до допустимого уровня. Последующий сброс теплозащитного кожуха осуществляют в момент снижения до допустимого уровня теплового воздействия на ПГ. Возможность более раннего сброса относительно тяжелого головного обтекателя позволяет сократить время полета ракеты-носителя вместе с этим обтекателем, что дает технический результат в виде уменьшения энергозатрат на выведение ПГ либо в виде увеличения массы выводимого ПГ. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.

2340519
патент выдан:
опубликован: 10.12.2008
Наверх