Патенты автора Чебаков Александр Владимирович (RU)
Изобретение относится к авиационной и ракетной технике. Способ управления авиационным воздушно-реактивным двигателем (ВРД) летательного аппарата (ЛА) включает измерение давления и температуры воздуха на входе в ВРД, преобразование информации с датчиков давлений и температуры и передачу преобразованной информации по каналу (4) обмена информацией к вычислителю (8), обработку полученной информации в вычислителе (8) по заранее установленным алгоритмам поддержания скорости летательного аппарата на различных высотах движения аппарата, выдачу управляющих сигналов на агрегаты ВРД. Способ также включает в себя обеспечение самоконтроля блоков, датчиков и клапанов агрегатов ВРД. При получении сигнала об отказе датчиков (3) давления и/или датчиков (11) температуры выдается команда для выполнения резервного алгоритма управления ВРД, заключающегося в расчете давления и температуры воздуха на входе в ВРД по измеряемым с помощью аппаратуры (5) спутниковой навигации параметрам скорости и высоты летательного аппарата. Изобретение обеспечивает возможность корректировки работы ВРД в штатном режиме и формирования резервной системы для управления ВРД во внештатной ситуации. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к ракетной технике и касается системы регулирования (CP) сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (СПВРД). На поверхности передней части центрального тела расположены от двух до четырех приемников воздушного давления и приемник полного давления невозмущенного потока, внутри центрального тела размещены датчики давления, с одной стороны связанные воздушной магистралью с приемником полного давления невозмущенного потока, приемниками воздушного давления на центральном теле и в передней части центрального тела, с другой стороны - с блоком управления, состоящим из процессорного модуля, модуля управления и модуля силовых ключей, для выдачи сигнала на агрегат управления соплом в зависимости от числа Маха, перепада давления, угла атаки, угла скольжения. Технический результат изобретения – увеличение точности поддержания противопомпажных запасов, коэффициента восстановления полного давления и как следствие увеличение дальности и создание возможности выбора различных траекторий полета. 2 ил.
Изобретение относится к области ракетной техники, созданию прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД) для крылатых ракет (КР) и управлению КР. В случаях неисправности датчиков командных давлений выдается команда для выполнения резервного алгоритма управления ПВРД. Достигается заранее заданная высота КР и поддерживается скорость КР, соответствующая высоте полета КР. При этом регулирование расхода топлива осуществляется по параметрам скорости и высоты КР, а высота и скорость движения КР измеряются с помощью аппаратуры спутниковой навигации. Техническим результатом решения является повышение надежности работы ПВРД и, как следствие, повышение живучести КР и безопасности полета КР. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
РЕГУЛИРУЕМОЕ СОПЛО // 2613358
Изобретение относится к ракетной технике и описывает устройство регулируемого сопла с регулирующим приводом и механизмом синхронизации. Регулируемое сверхзвуковое сопло содержит корпус, шарнирно закрепленные на нем дозвуковые и сверхзвуковые створки, образующие канал для истечения продуктов сгорания, привод створок и механизм синхронизации. Корпус сопла выполнен из двух жестко соединенных цилиндрической и ожевальной оболочек с уплотнением, обеспечивающим герметичность по внешнему обводу корпуса. Площадь входного и выходного сечений сопла нерегулируема, а дозвуковые и сверхзвуковые створки шарнирно скреплены с корпусом сопла. Дозвуковые створки, кинематически связанные с приводом створок, и соответствующие им сверхзвуковые створки являются ведущими. Дозвуковые и сверхзвуковые ведущие створки свободными концами попарно скреплены между собой с помощью оси вращения, размещенной в выполненном в створке пазу, с возможностью продольного перемещения. Привод сопла выполнен в виде осей, вилок, гидроцилиндров с поршнями и силового кольца синхронизации с роликами, опирающегося на корпус сопла. Гидроцилиндры объединены коллекторами, соединяющими соответствующие полости гидроцилиндров в кольцо, и шарнирно скреплены с корпусом сопла посредством осей вращения. Силовое кольцо синхронизации шарнирно скреплено через оси вращения со всеми штоками поршней гидроцилиндров с возможностью продольного перемещения вдоль оси сопла. Шарниры крепления дозвуковых створок, закрепленные по многограннику на корпусе сопла, вилки, оси вращения и тяги, скрепленные с ведущими дозвуковыми створками с одной стороны и с силовым кольцом синхронизации с другой, являются частью механизма синхронизации. Изобретение позволяет упростить конструкцию, уменьшить массу и габариты регулируемого сопла, повысить надежность его работы, уменьшить отклонение вектора тяги от оси сопла, увеличить диапазон регулирования критического сечения сопла и обеспечить герметичность по его внешнему обводу. 2 ил.
Термоэмиссионный способ тепловой защиты частей летательных аппаратов (ЛА) включает отвод теплового потока от нагреваемой части ЛА к менее нагретой с помощью термоэмиссионного модуля посредством размещения на внутренней поверхности нагреваемых частей ЛА электропроводящего материала или покрытия, обладающего при нагреве высокой эмиссией электронов, - эмиттера, установку с зазором от эмиттера электропроводящего элемента - коллектора, на котором осаждают эмитируемые электроны и через бортовой автономный потребитель электроэнергии транспортируют к эмиттеру, с последующей герметизацией, вакуумированием образованной между эмиттером и коллектором полости и введением в нее химических элементов или соединений, уменьшающих работу выхода электронов. Изобретение направлено на снижение температурно-напряженного состояния частей двигательной установки ЛА. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.
Камера сгорания силовой установки крылатой ракеты выполнена в виде многослойного изделия и содержит обечайку, несущую механическую нагрузку внутреннего давления, и слой теплозащитного керамического композиционного материала, контактирующего с образующимися при сжигании топлива газами. Слой теплозащитного керамического композиционного материала имеет коэффициент линейного расширения и модуль упругости, обеспечивающие температурную и механическую совместимость с обечайкой, а также толщину, подобранную таким образом, что дополнительное наружное воздушное охлаждение обечайки не требуется. Обечайка выполнена из керамического композиционного высокотемпературного материала, армированного углеродными волокнами, с коэффициентом линейного расширения не более 5,2·10-6 1/°C, модулем упругости не менее 13·103 МПа, пределом прочности не менее 90 МПа. Слой теплозащитного коррозионно-стойкого керамического материала, контактирующего с газами рабочей температурой не более 2000°С, имеет коэффициент линейного расширения не более 5,5·10-6 1/°C. Изобретение позволяет снизить массу и габариты камеры сгорания силовой установки крылатой ракеты, а так же упростить ее конструкцию и повысить надежность. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
КРЫЛАТАЯ РАКЕТА // 2534838
Изобретение относится к ракетной технике и касается крылатой ракеты (КР) со стартово-разгонной ступенью (СРС) и маршевой силовой установкой (МСУ) со сверхзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (СПВРД). КР содержит маршевую ступень (МС) с лобовым воздухозаборником с центральным телом, СПВРД, СРС. СПВРД содержит конический диффузор, топливные коллекторы, стабилизаторы горения, КС, состыкованную с коническим диффузором, сверхзвуковое сопло, находящееся на выходе из КС, и систему регулирования. СРС с реактивным двигателем размещена в КС двигателя МС и воздушном канале с возможностью отстыковки и выброса. Топливные коллекторы и стабилизаторы горения МСУ выполнены складывающимися и закреплены на коническом диффузоре, расположенном на входе в КС. Корпус сопла выполнен из двух состыкованных цилиндрической и ожевальной оболочек. При этом площадь критического сечения сопла регулируется с помощью гидропривода сопла. Достигается уменьшение массы и габаритов КР, повышение тягово-экономических характеристик МС в полете. 5 ил.
