Тепловая защита, например тепловые экраны (B64G1/58)
B64G1/58 Тепловая защита, например тепловые экраны (теплоизоляция вообще F16L59; химические аспекты см. соответствующие классы)(68)
Группа изобретений относится к области машиностроения, а более конкретно к теплозащите. Теплонагруженная плитка по форме представляет собой круговой цилиндр заданного радиуса, который имеет два параллельных основания и по две выборки материала величиной радиуса цилиндра со стороны каждого основания.
Группа изобретений относится к многослойным покрытиям и способам терморегулирования космических аппаратов (КА). Терморегулирующая лента содержит слой (32) силиконовой смолы, наполненный белым неорганическим материалом, а также слой (40а) силиконового липкого (чувствительного к давлению) клея.
Изобретение относится к авиационной и ракетной технике, в частности для наружной тепловой защиты. Комплексное теплозащитное покрытие металлических конструкций планера высокоскоростных летательных аппаратов включает несколько теплоизоляционных слоёв.
Изобретение относится к области тепловой защиты авиационной и ракетно-космической техники и касается передних кромок и носовой части гиперзвукового аппарата (ГЗА) при полете с гиперзвуковыми скоростями.
Изобретение относится к области ракетно-космической технике, а более конкретно к охлаждению. Устройство тепловой защиты летательного аппарата выполнено в виде внешней и внутренней оболочек.
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а более конкретно к защитным панелям. Защитная панель летательного аппарата состоит из легких керамических плиток в оболочке из жаростойкого композита.
Изобретение относится к обтекательному узлу летательного аппарата. Обтекательный узел для воздушного транспортного средства включает в себя обтекатель (114), силовую конструкцию (164), систему тепловой защиты (190) и уплотнительный узел (192).
Изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно к тепловой защите. Двухслойное теплозащитное покрытие из композиционных материалов для защиты металлических конструкций планеров гиперзвуковых летательных аппаратов имеет один абляционный слой.
Изобретение относится к терморегулирующим покрытиям с защитными свойствами, наносимым на наружную поверхность космических аппаратов для поддержания в них заданного теплового режима, а также для защиты от повреждающего воздействия факторов космического пространства.
Изобретение относится к области ракетной и космической техники. Объектом изобретения является теплозащитное покрытие корпуса высокоскоростного летательного аппарата, выполненное из многослойного каркаса, причем каркас выполнен в виде внутреннего слоя, представляющего собой цельнотканую объемноармированную преформу заданной толщины из углеродных, или кремнеземных, или кварцевых нитей и двух и более внешних слоев заданной толщины, выполненных из теплостойкой ткани из углеродных или кремнеземных или кварцевых нитей, при этом внутренний и внешний слои каркаса соединены прошивкой углеродными, или кремнеземными, или кварцевыми нитями.
Изобретение относится к авиационной, ракетной и космической технике. Теплозащитное покрытие корпуса высокоскоростного летательного аппарата выполнено в виде слоя теплозащитного композиционного материала, одного и более слоев теплоизоляционного материала, причем теплозащитный и теплоизоляционный слои, и/или теплоизоляционный слой с оболочкой силового корпуса, и/или слои теплоизоляционного материала размещены с зазором, в котором одна и более поверхностей слоев облицованы материалом с высокой отражательной и низкой излучательной способностями.
Изобретение относится к теплотехнике и может быть, использовано в вакууме для теплоизоляции ракетных двигателей малой тяги, а также может быть использовано в технике низких температур. Экранно-вакуумная теплоизоляция выполнена в виде двухслойного комплекта полос, спирально навитых на цилиндрический внутренний формоустойчивый экран, размещенный над изолируемой поверхностью ракетного двигателя, и цилиндрического наружного формоустойчивого экрана.
Изобретение относится к области ракетной и космической техники, а более конкретно к теплозащитным покрытиям. Теплозащитное покрытие (ТЗП) корпуса высокоскоростного летательного аппарата выполнено из теплоизоляционных и теплозащитного материалов с устройством обеспечения прочностных характеристик корпуса в виде дренажных отверстий.
Группа изобретений относится, преимущественно к средствам обеспечения внекорабельной деятельности (ВКД). Устройство содержит режущий инструмент (не показан) и шаблон в виде двух параллельных направляющих (1, 2) уголкового профиля.
Изобретение относится к летательному аппарату, а в частности к сопряжению между внешней обшивкой и панелью стабилизатора или крыла летательного аппарата. Летательный аппарат содержит крылья и стабилизатор, содержащие кессонную часть, содержащую лонжероны и внешнюю обшивку, соединенную с указанными лонжеронами.
Раскрыта система теплозащиты с панелью, размещенной на расстоянии. Система содержит сэндвичевую панель, содержащую: первый облицовочный лист из керамического матричного композита и второй облицовочный лист из керамического матричного композита.
Группа изобретений относится к области защиты конструкций космических аппаратов (КА) от внешних факторов космоса. Предлагаемое устройство содержит экран и удерживающее приспособление.
Изобретение относится к космической технике и касается способа сборки внутренней теплозвукоизоляции головного обтекателя ракеты-носителя. Способ включает сборку узла последовательным нанесением клеевым методом на внутреннюю поверхность головного обтекателя пенополиуретана на основе сложного полиэфира П-2200, облицовочной ткани АЗТс, на которую наклеивают алюминиевую фольгу, образуя трехслойные пакеты, которые на цилиндрической части головного обтекателя устанавливают одной толщины, а на конической части головного обтекателя пакеты устанавливают в шахматном порядке переменной толщины с линейными размерами каждой стороны пакетов большими или равными половине длины резонансной звуковой волны λ/2.
Изобретение относится к космическим технологиям, используемым при освоении внеземной (инопланетной) среды. Космическую (преимущественно обитаемую) станцию, которую размещают в затенённой области кратера близ полюса Меркурия, теплоизолируют графитовым материалом.
Группа изобретений относится, главным образом, к теплозащищённым передним кромкам крыльев аэрокосмических транспортных средств. Структура передней кромки включает в себя множество съемных модулей, прикрепляемых, например, к переднему лонжерону крыла.
Система для тепловой защиты сверхвысокоскоростного летательного аппарата содержит источник (200) газа-холода, расположенный внутри герметичной полости, и приводное устройство (100) источника газа-холода для преобразования источника (200) газа-холода в газ высокого давления.
Изобретение относится к теплозащите преимущественно гиперзвуковых летательных аппаратов. Способ заключается в разбивке теплозащитного покрытия на плитки и их закреплении на силовом каркасе аэродинамической поверхности (АП).
Изобретение относится к тепловой защите объектов космической и/или криогенной техники, а также может быть использовано в других отраслях народного хозяйства. Материал состоит из чередующихся слоев экранов металлизированной теплоотражающей перфорированной пленки и сепарационной прокладки.
Изобретение относится к конструкции корпусов скоростных летательных аппаратов (ЛА), преимущественно малых калибров. Для обечайки с длиной образующей L и с гладкой несущей стенкой толщиной δ корпуса цилиндрической, конической или биконической формы - в стенке обечайки с одного или двух торцов осесимметрично выполнены глухие отверстия диаметром d и длиной l1, l2 таким образом, чтобы δ=d+2(0,5-4,0) мм, L=(l1+l2)+(2-20) мм.
Изобретение относится военной технике. Надувной теплоизоляционный купол включает ограждение, составленное из соединенных между собой изогнутого покрытия и двух торцевых стенок, выполненных из гибкого, упругого материала, при этом изогнутое покрытие состоит из двух горизонтальных труб–коллекторов, полость которых по боковой поверхности соединена между собой изогнутыми трубами.
Группа изобретений относится к области защиты сооружаемых на Луне объектов от радиации, экстремальных температур и микрометеороидов. Средство защиты содержит оболочку, заполненную реголитом и изготовленную из материала на основе стекловолокна с пределами рабочих температур от -200°C до +550°C и прочностью на уровне 180 ÷ 400 кгс/мм2.
Изобретение относится к области защиты от молний. Молниеотвод (200) установлен на защищаемой конструкции (100) и содержит поверхностное покрытие, несколько электропроводящих элементов (204), распределенных по конструкции, защитное покрытие (205).
Изобретение относится к тепловой защите главным образом сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов (ЛА). Передняя кромка ЛА выполнена в виде оболочки со сферическим затуплением, воспринимающим пиковые тепловые нагрузки, и боковыми поверхностями, воспринимающими пониженные тепловые нагрузки.
Группа изобретений относится к теплоизоляции агрегатов двигательной установки космического объекта (ДУ КО). Теплоизоляция агрегатов ДУ КО содержит теплоизоляцию из пакетов экранно-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ) криогенного бака и гермооболочку криогенного бака поверх них из мягкого неметаллического материала.
Группа изобретений относится к теплоизоляции агрегатов двигательной установки космического объекта (ДУ КО). Теплоизоляция агрегатов ДУ КО содержит теплоизоляцию из пакетов экранно-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ) криогенного бака и гермооболочку криогенного бака поверх них из мягкого неметаллического материала.
Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Предложенное теплозащитное покрытие (ТЗП) корпуса возвращаемого ЛА содержит намотанную на силовую оболочку по спирали ленту.
Изобретение относится к космической технике, а именно к теплоизоляции космических аппаратов (КА). Экранно-вакуумная теплоизоляция КА состоит из чередующихся слоев формованной неплоской полимерной пленки с односторонним или двухсторонним напылением металла, например алюминия, и полимерной сетки, на которую может быть нанесен термоклей.
Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается защитных панелей. Защитная панель летательного аппарата (ЛА) состоит из плиток, жестко закрепленных на внешней поверхности ЛА.
Изобретение относится к терморегулирующим покрытиям и способу их формирования на внешних поверхностях космических аппаратов с применением метода газотермического напыления. Комбинированное терморегулирующее покрытие содержит нанесенный на подложку подслой из металлического материала, слой керамического материала класса «солнечные отражатели», несплошной слой материала класса «истинные отражатели», нанесенный дискретными каплями на поверхность слоя керамического материала.
Изобретение относится к активной тепловой защите теплонапряженных элементов конструкции летательного аппарата (ЛА), управлению его обтеканием и работой силовой установки. Способ включает формирование защитного слоя из продуктов разложения метангидрата (смеси паров воды и метана).
Изобретение относится к авиационной и ракетной технике, в частности к активной тепловой защите теплонапряженных передних кромок гиперзвукового беспилотного летательного аппарата (БПЛА). Устройство активной теплозащиты и модуляции аэродинамического сопротивления гиперзвукового БПЛА содержит теплоноситель и средства формирования теплозащитного слоя.
Изобретение относится к многослойной экранно-вакуумной изоляции (ЭВИ) с микроструктурными элементами для космических аппаратов (КА). Каждый слой ЭВИ выполнен в виде подложки, на которой закреплены теплоотражающие элементы в виде массива прямоугольных микропластин.
Изобретение относится к тепловой защите элементов конструкции космического аппарата (КА) от воздействия ионизированных газовых потоков, преимущественно стационарных плазменных двигателей. Защитное покрытие выполнено в виде алюминиевой фольги, закрывающей указанные элементы КА.
Изобретение может использоваться в многослойных комбинированных покрытиях зеркальных космических антенн с рефлекторами из полимерного композиционного материала - углепластика. Многослойное покрытие содержит три последовательных слоя с равномерной толщиной: нижний зеркальный металлический радиоотражающий скин-слой из чистого алюминия, промежуточный защитный терморегулирующий диэлектрический слой из диоксида циркония и верхний защитный износостойкий высокопрочный алмазоподобный углеродный слой.
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.
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.
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.
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.
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.
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).
Изобретение относится к пассивной теплозащите, в частности, приборов и оборудования космических аппаратов. Терморегулирующий материал содержит внешний и армирующий слои, между которыми введен термопластичный слой.
Изобретение относится к области космического материаловедения и оптической техники, в частности к терморегулирующим материалам, предназначенным для использования в системах пассивного терморегулирования космических объектов.
Изобретение относится к способу тепловой защиты летательных аппаратов с использованием композиционных теплозащитных материалов. .
Изобретение относится к конструкционным слоистым изолирующим материалам, которые могут быть использованы как вибро-, звуко-, теплоизолирующие материалы в различных областях техники. .