Патенты автора Яковлев Алексей Геннадиевич (RU)
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях жидкостных ракетных двигателей, выполненных по схеме без дожигания в камере. Изобретение направлено на уменьшение потерь удельного импульса двигателя, связанных с приводом ТНА. Результат обеспечивается повышением удельного импульса сопла выхлопной системы ТНА за счет дожигания рабочего тела турбины ТНА - газа с избытком горючего окислителем, подаваемым в газовод выхлопной системы с выхлопным соплом. Для этого в газовод 4 встроены форсунки 5, сообщенные с напорной магистралью окислителя 6, трубопроводом 7; газовод 4 и сопло 8 выполнены охлаждаемыми, для чего тракт охлаждения 10 сообщен трубопроводами 9, включающими дроссельную шайбу 11, с напорной магистралью горючего на входе и выходе тракта охлаждения камеры 1. 1 ил.
Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) с электронасосной системой подачи низкокипящих компонентов топлива, включающий регенеративно охлаждаемую камеру сгорания, электронасосные агрегаты для подачи компонентов топлива в камеру, блок питания электронасосных агрегатов на основе аккумуляторных батарей, при этом в состав двигателя включен турбоэлектрогенератор, вход в турбину которого сообщен с магистралью выхода из тракта охлаждения камеры газифицированного в нем низкокипящего компонента топлива; выход из турбины сообщен с магистралью входа этого компонента топлива в полость форсуночной головки камеры, а клеммы электрогенератора связаны кабелем через преобразователь в виде зарядного устройства и автоматический прерыватель электрической цепи с клеммами блока питания электроприводов насосов. Изобретение обеспечивает улучшение массовых характеристик двигателя с электронасосной системой подачи низкокипящих компонентов топлива за счет снижения количества и массы аккумуляторных батарей в блоке питания электронасосных агрегатов. 1 ил.
Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ останова жидкостного ракетного двигателя с турбонасосной системой подачи топлива в составе космической двигательной установки, основанный на последовательной подаче 2-х команд с заданным интервалом времени между ними, при этом по первой команде прекращают подачу рабочего тела турбины турбонасосного агрегата и компонентов топлива в полости форсуночной головки камеры и сообщают напорные магистрали и полости компонентов топлива двигателя с соответствующими баками двигательной установки, а по второй команде прекращают подачу компонентов топлива из баков двигательной установки в насосы турбонасосного агрегата, разобщают напорные магистрали и полости компонентов топлива двигателя с баками двигательной установки и открывают дренажи из этих полостей. Изобретение обеспечивает повышение ресурса жидкостного ракетного двигателя с турбонасосной системой подачи топлива в составе космической двигательной установки многократного использования. 1 ил.
Изобретение относится к ракетно-космической технике. Жидкостная ракетная двигательная установка космического аппарата, содержащая маршевый двигатель с насосной системой подачи компонентов топлива в камеру сгорания из объемных баков 1 низкого давления, двигатели 5 ориентации и стабилизации с подачей компонентов топлива в камеры сгорания из баков 10 высокого давления, при этом баки 10 высокого давления выполнены малообъемными и проточными, разделены подвижным герметичным элементом - сильфоном 14 на жидкостную 11 и газовую 15 полости, при этом объемные баки 1 дополнительно сообщены с жидкостными полостями 11 малообъемных баков 10 магистрали 4, в этих магистралях 4 установлены насосы 6 с приводом от электродвигателей 7, обратные клапаны 9, жидкостные полости 11 малообъемных баков 10 сообщены с входами в двигатели 5 ориентации и стабилизации, их газовые полости 15 заполнены газом наддува и герметично отдалены от жидкостных полостей 11 баков и окружающей среды, а на входах магистралей подачи компонентов топлива в двигатели 5 ориентации и стабилизации последовательно установлены сигнализаторы давления 12 верхнего и нижнего уровня давления компонентов топлива и регуляторы 13 давления. Изобретение обеспечивает снижение массы конструкции двигательной установки. 1 ил.
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть применено в конструкциях систем питания импульсных ракетных двигателей двигательных установок, использующих жидкие криогенные компоненты топлива и предназначенных для реактивных систем управления летательных аппаратов. Двигательная установка, включающая баки с магистралями 1, 2, систему наддува 3, газогенератор 4 с запальным устройством 5 для преобразования жидкого криогенного окислителя в газообразный окислитель с заданной температурой и ресивер-накопитель 6 газообразного окислителя в качестве компонента топлива блоков двигателей 7, содержит теплообменник 8 для преобразования жидкого криогенного горючего в газообразное с нагревом до заданной температуры, включенный теплопередающим трактом в магистраль на выходе газогенератора 4, теплопринимающим трактом - в магистраль подачи криогенного жидкого горючего, ресивер-накопитель 9 газообразного горючего для питания блоков двигателей 7, включенный в магистраль на выходе теплопринимающего тракта теплообменника 8, газожидкостный смеситель 10, включенный в магистраль между выходом теплопередающего тракта теплообменника 8 и входом в ресивер-накопитель 6 газообразного окислителя, при этом жидкостный вход смесителя 10 сообщен с магистралью подачи жидкого окислителя в газогенератор трубопроводом 11 с установленной в нем регулирующей (настроечной) дроссельной шайбой 12. Изобретение обеспечивает повышение надежности двигательных установок реактивных систем управления, использующих жидкие криогенные компоненты топлива. 1 ил.
