Патенты автора Левочкин Петр Сергеевич (RU)

Изобретение относится к ракетно-космической области, в частности к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) с насосной подачей компонентов топлива, и предназначено для использования при их экспериментальной доводке, эксплуатации и модернизации. На стационарном режиме работы двигателя, учитывая постоянство значений плотности компонента топлива, а также объемного, гидравлического и механического кпд конкретного насоса, сохранение подобия подтверждается постоянством текущих значений следующих характеристик насоса: где - объемный расход компонента топлива; ρвх, ρвых - давления на входе и выходе насоса, соответственно; n - обороты вала насоса. В качестве диагностических признаков приняты отклонения этих характеристик насоса от эталонных, определенных заранее. При недопустимых отклонениях текущих значений таких диагностических признаков фиксируют неисправность насоса и прекращают эксплуатацию двигателя. Технический результат - расширение средств диагностирования технического состояния насосов ЖРД, выявление неисправности насосов и выключение двигателя до начала развития катастрофических последствий. 2 ил.

Изобретение относится к области функционального диагностирования сложных технических систем, в частности жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Способ основан на использовании текущих измеренных в процессе огневого испытания значений параметров функционирования ЖРД, математической модели нормально функционирующего двигателя и характеристиках, полученных при автономных испытаниях, с помощью которых формируются диагностические признаки, определяющие нормальное или ненормальное функционирование с указанием момента времени возникновения и локализации неисправности. Диагностирование проводится в следующей последовательности. В начале каждого стационарного режима работы двигателя выделяют интервал времени, на котором определяют среднеарифметические значения измеряемых параметров, принимают их как эталонные на контролируемом режиме. По этим значениям проводят коррекцию математической модели, после чего, в следующих циклах измерений проводят последовательно: контроль отклонений текущих измеренных значений параметров от эталонных; контроль отклонений измеренных значений параметров от их расчетных значений по математической модели; контроль характеристик двигателя, полученных на автономных испытаниях; локализацию неисправного контура двигателя, содержащего совокупность агрегатов. На каждом из последних двух этапов, в случае выявления неисправности, формируют сигнал системе управления на выключение двигателя. Изобретение обеспечивает повышение достоверности диагноза и минимизации вероятности пропуска дефекта и ложного отключения двигателя за счет введения поэтапного многоуровневого контроля. 5 ил., 2 табл.

Изобретение относится к теплообменной технике и может быть использовано при создании теплообменных аппаратов. Теплообменник, содержащий теплообменную часть с рядами расположенных перпендикулярно друг к другу прямоугольных каналов греющего и охлаждающих теплоносителей, сообщающихся с коллекторами подвода и отвода теплоносителей, патрубки подвода и отвода охлаждающих теплоносителей, отличающийся тем, что коллекторы греющего теплоносителя соединены между собой патрубком, внутри которого выполнено перепускное отверстие, причем входная часть патрубка соединена с коллектором подвода греющего теплоносителя, а выходная часть - с коллектором отвода греющего теплоносителя. Технический результат - обеспечение заданной температуры охлаждающих теплоносителей на выходе из теплообменника. 8 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике для контроля технического состояния жидкостного ракетного двигателя при его огневых стендовых испытаниях. Способ контроля технического состояния двигателя состоит в измерении текущих значений параметров двигателя, оценке критериев их разброса и сравнении получаемых значений критериев с их пороговыми значениями, по превышению которых судят о возникновении неисправности, при этом контроль состояния двигателя осуществляют на стационарных режимах огневых стендовых испытаний путем обработки параметров двигателя по методу статистического анализа с использованием критерия Стъюдента, для чего в процессе огневого стендового испытания измеряют параметры двигателя на каждом стационарном режиме работы с определенным шагом по времени, при этом во время работы двигателя в данный момент времени для каждого измеряемого параметра вычисляют статистическое значение критерия Стъюдента τ и пороговое значение τп, и если для всех измеряемых параметров выполняется условие τ<τп, то отмечают нормальную работу двигателя, а в случае если для не менее чем трех измеряемых параметров выполняется условие τ≥τп, то фиксируют момент времени возникновения неисправности на данном стационарном режиме и прекращают испытание. Изобретение обеспечивает выявление и парирование развивающихся неисправностей жидкостных ракетных двигателей. 1 ил.

Изобретение может быть использовано для анализа функционирования широкого класса технических систем, в частности, в ракетно-космической технике для контроля состояния жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) на переходных режимах огневых стендовых испытаний. Для принятия решений о возникновении неисправности, прекращении испытания и определении неисправного агрегата на переходных режимах стендового испытания статистической оценке на основе критерия Стьюдента подвергаются временные ряды значений градиентов изменения измеряемых параметров, обладающие свойством стационарности, обусловленное тем, что при стендовых испытаниях, проводимых по заданной циклограмме, на переходных режимах управление двигателем обеспечивается изменением угла привода агрегата управления по линейному закону. В случае превышения текущих значений статистических характеристик их пороговых значений фиксируют факт и момент наступления неисправности и прекращают испытание ЖРД для предотвращения развития выявленной неисправности, причем неисправный агрегат ЖРД определяют по тому измеряемому параметру, чьи статистические характеристики первыми вышли за пороговые значения, и впоследствии заменяют его исправным. Технический результат заключается том, что на переходных режимах огневых стендовых испытаний ЖРД становится возможным выявление и парирование влияния на двигатель развивающихся неисправностей, что в конечном счете обеспечивает выключение двигателя до начала необратимых изменений и предотвращение катастрофических последствий. 2 ил.

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Технический результат заключается в повышении достоверности оценки параметров ЖРД во время огневых испытаний. Способ контроля заключается в том, что в математическую модель в уравнения, содержащие характеристики автономных испытаний агрегатов, вводят дополнительные параметры - коэффициенты пропорциональности. Параметрам модели присваивают их измеренные значения, определяют расчетные значения коэффициентов пропорциональности, умножают их на расчетные значения характеристик автономных испытаний, реализовавшиеся при огневом испытании, и получают контролируемые значения характеристики агрегатов. В начале каждого режима испытания значения характеристик агрегатов принимают как эталонные, а в последующих циклах измерений определяют отклонения текущих значений характеристик агрегатов от эталонных, тем самым осуществляя контроль их изменения, например, в результате возникновения неисправности. 2 табл.

Изобретение относится к ракетно-космической области и предназначено для использования при доводке, эксплуатации и модернизации жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Способ основан на использовании измеренных в процессе огневого испытания значений параметров ЖРД и математической модели двигателя, представленной в виде системы уравнений, описывающей процессы в нормально функционирующем двигателе. Для локализации неисправности применяют значения совокупности измеряемых параметров, с помощью которой последовательно исключают из исходной системы уравнений совокупности уравнений, решают укороченные системы уравнений, решение подставляют в исключенные уравнения и контролируют рассогласования левых и правых частей каждого из исключенных уравнений, и если одно или несколько отклонений выходят за границы заданных допусков, то принимается решение, что неисправность содержится в одном или нескольких элементах конструкции или контуре двигателя, описываемых этими уравнениями, и формируют сигнал системе управления для выключения двигателя или переводе на щадящий режим работы. Технический результат - обеспечение возможности проведения процедуры локализации неисправности в ЖРД в режиме реального времени и повышение оперативности формирования сигнала агрегатам управления режимами работы двигателя о его выключении или переводе на щадящий режим работы.

Изобретение относится к ракетно-космической области, в частности к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), и предназначено для построения математической модели конкретного экземпляра двигателя, применяемой при повторных огневых испытаниях. Способ основан на использовании текущих измеренных в процессе огневого испытания значений параметров ЖРД и математической модели процессов в виде системы уравнений. Сущность способа состоит в следующем. В математическую модель вводят измеренные значения параметров и дополнительные параметры - коэффициенты, каждый из которых в отдельности входит в одно из уравнений, описывающих характеристики агрегатов двигателя, полученные при автономных испытаниях, гидравлические характеристики магистралей и характеристики рабочих процессов. Количество таких параметров должно совпадать с количеством измеряемых параметров модели, помимо шести параметров на входе в двигатель: положений приводов агрегатов управления тягой и соотношением компонентов топлива, давлений и температур компонентов топлива. Решив на каждом режиме огневого испытания полученную таким способом систему уравнений математической модели, определяют расчетные значения коэффициентов коррекции, аппроксимируют эти значения по всем режимам в виде зависимостей от параметров на входе в двигатель и аппроксимационные зависимости заносят в математическую модель. Техническим результатом при реализации заявленного решения выступает достижение уровня точности расчетных оценок, необходимого для достоверной расчетной имитации проведения огневого двигателя в разнообразных условиях его эксплуатации и, в конечном итоге, для замена части натурных испытаний расчетными исследованиями.

Предлагаемое изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно к реактивным двигателям, в основном к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД). Изобретение позволяет увеличить тягу маршевой двигательной установки (ДУ) ракеты-носителя (РН), повысить удельный импульс тяги многокамерной ДУ с ЖРД первой и второй ступеней РН двухступенчатой РН с параллельным расположением ступеней. Способ эжектирования атмосферного воздуха для увеличения тяги маршевой двигательной установки ракеты-носителя включает создание внешнего эжектирующего потока газов из первичных укороченных сопел Лаваля многокамерной двигательной установки с укороченным круглым центральным телом на первой ступени ракеты-носителя и внутреннего эжектирующего потока газов в кольцевую камеру смешения во внутренней полости центрального тела. Подачу внутреннего эжектирующего сверхзвукового потока газов осуществляют из первичных укороченных сопел двигательной установки второй ступени ракеты-носителя, ось симметрии которого совпадает с осью симметрии укороченного центрального тела, а нижнюю кромку первичных укороченных сопел двигательной установки совмещают с входным участком воздухозаборников в межбаковом пространстве у верхней кромки укороченного центрального тела. Компоновка штыревого соплового блока для осуществления способа включает первичные укороченные сопла Лаваля с укороченным центральным телом в хвостовой части первой ступени ракеты-носителя и первичные укороченные сопла Лаваля двигательной установки второй ступени ракеты-носителя с укороченным центральным телом, которая вложена во внутреннюю полость укороченного центрального тела первой ступени ракеты-носителя, ось симметрии которого совпадает с осью симметрии укороченного центрального тела. Нижняя кромка первичных укороченных сопел двигательной установки второй ступени ракеты-носителя совмещена с входным участком воздухозаборников в межбаковом пространстве у верхней кромки укороченного центрального тела на расстоянии от выходного сечения камеры смешения, составляющем размер, равный величине L укороченного до 30% от первичной полной длины спрофилированного центрального тела, где L ≥ 1,4 Dвых, а Dвых - диаметр выходного сечения камеры смешения в донной части укороченного центрального тела. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к способу плазменного нанесения наноструктурированного теплозащитного покрытия. Предварительно на срезе сверхзвукового сопла плазмотрона устанавливают конический насадок, внутренняя поверхность которого образует с внутренней поверхностью сопла излом, что позволяет после излома установить давление плазмы с напыляемым веществом в пристеночной части насадка равным давлению в вакуумной камере. Плазмотрон и подложку устанавливают в камеру с пониженным давлением. Осуществляют поддержание динамического вакуума в камере, подачу плазмообразующего газа и порошка напыляемого вещества в плазмотрон и распыление вещества сверхзвуковым потоком плазмы с образованием расплавленных частиц микронного уровня и паровой фазы напыляемого вещества. Затем обеспечивают выпадение на подложку наночастиц, образующихся в пристеночной части насадка, и частиц микронного уровня напыляемого вещества. Подложку перемещают таким образом, чтобы слои из наночастиц и частиц микронного уровня напыляемого вещества перекрывали друг друга. Технический результат заключается в одновременном повышении адгезионной и когезионной прочности покрытия и увеличении его теплостойкости. 5 ил

Изобретение относится к области испытаний, в частности стендовых испытаний режимов работы ЖРД, работающих в режиме непрерывной детонации на топливной смеси, состоящей из газообразного кислорода и керосина. Изобретение представляет собой стендовый ЖРД с кольцевой камерой детонационного горения, смесительной головкой, инициатором, реактивным соплом и измерительной аппаратурой. Отличительными особенностями заявленного ЖРД является то, что смесительная головка выполнен в виде кольцевой щели в огневом днище для подачи окислителя, по обе стороны от которой под острым углом расположены форсунки подачи горючего. Другим отличием от известных решений является то, что корпус двигателя и камеры выполнен двухслойным, внутренний слой из прочного сплава, а внешний из высокотеплопроводного сплава. Изобретение обеспечивает повышение максимального рабочего давления. 8 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и, в частности, к двухзонным газогенераторам с лазерным зажиганием компонентов топлива. Двухзонный газогенератор с лазерным зажиганием компонентов топлива содержит силовую оболочку с патрубками подвода окислителя и горючего и патрубок для вывода генераторного газа, внутри которой и коаксиально с ней установлена камера сгорания. Камера сгорания включает в себя охлаждаемый корпус, смесительную головку, состоящую из наружного и огневого днищ, между которыми образована полость подвода окислителя. Газогенератор содержит набор смесительных модулей и источник лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки. Каждый из смесительных модулей состоит из основной камеры смешения и дополнительной камеры смешения. В основной камере смешения вырабатывается генераторный газ при массовом соотношении компонентов топлива Km~12÷20, а в дополнительной камере осуществляется сжигание при массовом соотношении компонентов топлива Km~50. Эти камеры расположены на одной оси, при этом торец основной камеры смешения утоплен на небольшую глубину в кольцевой канал дополнительной камеры смешения, а кольцевой канал является каналом огневого днища. Смесительные модули расположены равномерно по концентрическим окружностям смесительной головки. Узел ввода и фиксации лазерного излучения выполнен в виде цилиндра, один конец которого герметично закреплен на боковой поверхности корпуса камеры сгорания, а другой конец вставлен в отверстие силовой оболочки и герметично соединен с ней. Внутри цилиндра установлены источник лазерного излучения, фокусирующая линза и защитное стекло, и узел ввода установлен на корпусе в таком месте, чтобы лазерное излучение было сфокусировано в полости дополнительной камеры смешения вблизи торца основной камеры смешения, смесительного модуля, расположенного в последнем периферийном ряду. Для фокусировки лазерного излучения в указанном месте в корпусе камеры сгорания выполнено сквозное отверстие, а в кольцевом канале смесительного модуля выполнена прорезь на всю длину этого канала и шириной, равной его диаметру. Предлагаемое изобретение может найти применение в ракетных двигателях для надежного и многократного воспламенения топливной смеси в камере двухзонных газогенераторов. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к устройствам химического зажигания компонентов топлива ЖРД. Ампула с пусковым горючим для зажигания компонентов топлива ЖРД, содержащая силовой цилиндр, заполненный пусковым горючим, два мембранных узла с входным и выходным каналами, мембраны которых выполнены с кольцевой утоненной перемычкой и которые закреплены герметично со стороны входа и выхода силового цилиндра, кроме того, ампула имеет средства для разрыва мембран, для заправки силового цилиндра пусковым горючим и средства для фиксации подвижных элементов мембран после их разрыва, причем каждый из мембранных узлов включает в себя корпус, с одной стороны которого закреплена мембрана, а с другой стороны установлена заглушка, внутри корпуса установлен пиропривод, состоящий из цилиндрической направляющей и поршня со штоком, а с тыльной стороны мембраны прикреплен цилиндрический хвостовик, который соединен со штоком, кроме того, надпоршневая полость через отверстие в корпусе соединена с полостью штуцера, в которой установлен пиротехнический заряд, причем диаметр поршня больше диаметра срезываемой части мембраны, а соединение полости силового цилиндра с входным и выходным каналами осуществляется через кольцевой зазор, образующийся при разрыве мембраны и ее последующем перемещении. Кроме того, средство для заправки цилиндра пусковым горючим состоит из заправочного и сливного штуцеров, внутри которых установлены герметизирующие заглушки; средство для фиксации поршня включает в себя разрезное пружинящее кольцо, вставленное в кольцевую канавку, выполненную на поршне пиропривода, и проточку, выполненную в цилиндрической направляющей пиропривода, диаметр которой больше диаметра поршня; в конструкцию ампулы введен дополнительный фиксатор поршня, который включает в себя конус на тыльной стороне поршня и конусное отверстие, выполненное в заглушке мембранного узла; внутри силового цилиндра со стороны входа и выхода установлены перфорированные решетки. Изобретение обеспечивает упрощение системы запуска двигателя и повышение ее надежности. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Компоновка маршевой многокамерной двигательной установки двухступенчатой ракеты-носителя с составным сопловым блоком, оснащенной ракетными блоками первой и второй ступеней, соединенными и работающими по параллельной схеме, содержащая охлаждаемые камеры жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) первой ступени, расположенные вокруг укороченного центрального тела общего для этих камер штыревого сопла, и камеры сгорания второй ступени, расположенные во внутренней полости этого укороченного центрального тела около их общего круглого тарельчатого сопла, соединенные разъемными узлами силовой связи с разделяемыми ракетными блоками ступеней. Укороченное центральное тело штыревого сопла двигательной установки первой ступени и тарельчатое сопло двигательной установки второй ступени выполнены в виде единого соплового блока, соосного с продольной осью ракетных блоков первой и второй ступеней. Охлаждаемые камеры ЖРД первой ступени ракеты-носителя имеют сопла Лаваля предварительного расширения с круглым минимальным сечением и прямоугольным выходным сечением, наклоненным относительно оси сопла, и собраны в единый кольцевой пакет с жестким соединением между собой боковых выходных кромок соседних сопел Лаваля предварительного расширения, а центральное тело штыревого сопла начинается от нижних, ближайших к оси компоновки выходных кромок этих сопел. Плоскости выходных сечений сопел предварительного расширения расположены перпендикулярно к продольной оси укороченного центрального тела. Огневая поверхность неохлаждаемого укороченного центрального тела, изготовленного из композиционного материала, спрофилирована как продолжение охлаждаемой огневой поверхности сопла предварительного расширения. Изобретение обеспечивает повышение среднего по траектории полета удельного импульса тяги многокамерных двигательных установок первой и второй ступеней ракетоносителя и уменьшение донного сопротивления этих ступеней. 2 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к аэрокосмическим двигателям. Детонационно-дефлаграционный пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит сверхзвуковой воздухозаборник, систему непрерывной подачи топлива, решеточный пластинчатый гаситель детонационных волн, расположенный так, что в него поступает хорошо перемешанная горючая смесь, камеру сгорания и выхлопное сопло. Сверхзвуковой воздухозаборник тормозит набегающий высокоскоростной сверхзвуковой поток воздуха до чисел Маха М=3-4. Решеточный пластинчатый гаситель содержит одну или более пластин, расположенных вдоль оси проточного тракта двигателя. Поперечный размер каждого канала, образованного пластинами гасителя, меньше, чем поперечный размер ячеек образующейся при горении детонационной волны, движущейся против потока и набегающей на тот же гаситель, что останавливает и гасит распространение детонационной волны при попадании в узкие каналы гасителя, а ударные волны, возникающие при погасании детонационной волны, сверхзвуковым потоком выносит из каналов в камеру сгорания, препятствуя разрушению ими течения набегающего потока и ограничивая движение детонационных и ударных волн частью гасителя и камерой сгорания, обеспечивая переход горения дефлаграции в детонацию, в результате чего организуется непрерывное нестационарное горение в динамически пульсирующих (возникающих и гаснущих) детонационных волнах и фронтах медленного горения. Технический результат - увеличение тяги и расширение диапазона скоростей полета до чисел Маха М=5-8 при уменьшении теплонапряженности тракта двигателя по сравнению с прямоточным воздушно-реактивным двигателем и прямоточным воздушно-реактивным двигателем со сверхзвуковым горением. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Способ организации детонационно-дефлаграционного горения в воздушно-реактивном двигателе для высоких скоростей полета заключается в том, что набегающий высокоскоростной сверхзвуковой поток воздуха тормозят в криволинейном пространстве воздухозаборника, по мере продвижения, в зоне образования скорости, меньшей, чем скорость детонационной волны, возникающей при горении, но большей, чем скорость ударной волны, возникающей при гашении детонационной волны. Через топливные сопла непрерывно подают топливо, смешивают его с воздухом и создают непрерывный поток горючей смеси, имеющей зону недостаточного смешения в зоне топливных сопел и зону хорошо перемешанной горючей смеси, расположенную ниже по течению потока. Воспламеняют хорошо перемешанную горючую смесь. Образующуюся при этом детонационную волну, движущуюся против потока, гасят в зоне недостаточного смешения с образованием ударной волны и очагов дефлаграционного горения, сносимых потоком вниз по течению. Воспламеняют хорошо перемешанную горючую смесь указанными очагами дефлаграционного горения, и инициируют новую детонационную волну, распространяющуюся против потока, реализуя тем самым переход от дефлаграционного горения к детонационному. В результате обеспечивается процесс детонационно-дефлаграционного горения с частотой пульсаций, определяемой скоростями детонационной волны и сверхзвукового потока. Изобретение направлено на упрощение конструкции и функционирование пульсаций детонационной волны без механических или газодинамических клапанов при непрерывной подаче топлива. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а конкретно к кислородно-керосиновым жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) замкнутой или открытой схем. Способ работы кислородно-керосиновых ЖРД и ракетная двигательная установка, основанный на введении в чистый керосин полимерной противотурбулентной присадки (ПТП), используемой в качестве агента снижающего гидродинамические потери в магистрали горючего, предусматривающий подачу окислителя и горючего в камеру сгорания двигателя для образования продуктов сгорания и расширения их в реактивном сопле, создавая тягу двигателя, причем полимерную ПТП вводят из дополнительного бачка и смешивают с потоком чистого керосина, поступающего во входную магистраль горючего двигателя в процессе запуска и работы двигателя в смесителе, установленном в этой магистрали. В качестве полимерной противотурбулентной присадки (ПТП) используют раствор полиизобутилена (ПИБ) в керосине с концентрацией 0,6…0,8% от массы чистого керосина или раствор полимеров высших альфа-олефинов в керосине с концентрацией 0,6…0,8% от массы чистого керосина. Ракетная двигательная установка содержит жидкостный ракетный двигатель с турбонасосной системой подачи компонентов топлива, бак окислителя (жидкий кислород) и бак горючего (чистый керосин), топливные магистрали, соединяющие баки с двигателем, кроме того, она содержит дополнительный бачок, заполненный раствором полимера высших альфа-олефинов и имеющий вытеснительную систему подачи указанного полимера во входную магистраль горючего для смешения его с чистым керосином в процессе работы двигателя, при этом дополнительный бачок имеет две полости, разделенные мембраной так, что одна из полостей, жидкостная, соединена с входной магистралью двигателя, а другая, газовая, соединена с газовым баллоном высокого давления через клапан и редуктор давления. Изобретение обеспечивает повышение массы полезной нагрузки, выводимой на околоземную орбиту. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

 


Наверх