Патенты автора Рыжков Владимир Васильевич (RU)
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к ракетным двигателям малой тяги, работающим в непрерывных и импульсных режимах на несамовоспламеняющихся газообразном (жидком) горючем и газообразном окислителе. Воспламенительное устройство для ракетных двигателей малой тяги состоит из агрегата зажигания и электроискровой свечи поверхностного разряда, корпуса воспламенительного устройства с форсуночными элементами подачи горючего и газообразного окислителя, электроклапана горючего, электропневмоклапана окислителя. В корпусе устройства по его оси последовательно расположены два коаксиальных канала: первый из них, находящийся ближе к свече зажигания, с меньшими равными диаметром и длиной, а второй - с большим в два раза диаметром и в пять раз большей длиной. В канал с меньшими геометрическими размерами через две струйные форсунки тангенциально подается горючее. В канал с большими диаметром и длиной через шесть струйных форсунок тангенциально подается газообразный окислитель. Со стороны свечи зажигания в корпусе расположена разрядная полость высотой h=0,75 мм, ограниченная с одной стороны торцевой поверхностью свечи, а с другой - диафрагмой с центральным отверстием диаметром в два раза меньшим диаметра канала, куда подается горючее. Периферийная область канала окислителя соединена с разрядной полостью посредством двух продольных каналов, расположенных в диаметрально противоположных направлениях относительно оси устройства. Целью изобретения является организация эффективного и надежного воспламенения в РДМТ на несамовоспламеняющихся газообразном (жидком) горючем и газообразном окислителе. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.
Ракетный двигатель малой тяги на несамовоспламеняющихся жидком горючем и газообразном окислителе // 2724069
Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к ракетным двигателям малой тяги на несамовоспламеняющихся газообразном окислителе и жидком горючем. Ракетный двигатель содержит агрегат зажигания и свечу, электропневмоклапаны окислителя «О» и горючего «Г», смесительную головку с воспламенительным устройством, камеру сгорания и сопло. При этом воспламенение компонентов топлива осуществляется в воспламенительном устройстве, состоящем из двух цилиндрических ступеней, в которые тангенциально подаются жидкое горючее (верхняя ступень) и газообразный окислитель (нижняя ступень), причем последняя своей периферийной областью соединена двумя продольными каналами с разрядной полостью свечи зажигания для подачи газожидкостной смеси в зону искрового разряда и организации воспламенения основного топливного заряда в камере сгорания двигателя посредством факела, поступающего из воспламенительного устройства. Эффективное смесеобразование организуется с помощью разнобокого окружного клинового элемента, по внутренней грани которого растекается тонкая пленка жидкого горючего, поступающего из струйных форсунок «Г» на плоскость клина, толщина которой на порядок меньше, чем диаметр капель на выходе из форсунок, а внешняя грань клинового элемента образует щелевую форсунку газообразного окислителя с параметрами, в частности, скоростью компонента, примерно в пять раз выше скорости жидкости. После взаимодействия газообразного окислителя и жидкого горючего на острой кромке клинового элемента, дробления пелены жидкого компонента на фрагменты 15…20 мкм вектор импульса газожидкостного потока направлен под углом 25°…35° к оси двигателя, что обеспечивает высокую полноту сгорания в камере сгорания. Изобретение обеспечивает повышение надежности воспламенения несамовоспламеняющегося газожидкостного топлива с высокими динамическими и энергетическими параметрами при обеспечении допустимого теплового состояния конструкции. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.
Способ измерения массы газа при работе ракетного двигателя малой тяги в режиме одиночных включений, в импульсных режимах и устройство для его реализации. Предложены способ и устройство для измерения массы газов (водорода Н2 и кислорода O2) при огневых испытаниях ракетных двигателей малых тяг при работе в режиме одиночных включений и в импульсных режимах. Устройство состоит из по меньшей мере одной рабочей и эталонной емкостей, электропневмоклапанов, датчика перепада давлений, датчиков давления и температуры, причем оно включает как минимум две емкости с рабочим телом - эталонную и по меньшей мере одну рабочую, каждая из которых изолирована от общей пневмогидравлической системы с помощью электропневмоклапанов. После проведения одиночного включения или импульсного режима при условии стабилизации параметров в емкостях измеряют перепад давлений между по меньшей мере одной рабочей и эталонной емкостями, затем определяют массу газа по соотношению Δm=(μVΔp)/(RT), где μ - молярная масса газа, V - объем по меньшей мере одной рабочей емкости, Δр - перепад давлений между по меньшей мере одной рабочей и эталонной емкостями, R - универсальная газовая постоянная, Т - температура рабочего тела. Изобретение позволяет увеличить точность определения параметров в режиме одиночных включений и в импульсных режимах работы ракетного двигателя малой тяги. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к испытательным стендам для жидкостных ракетных двигателей малой тяги (ЖРДМТ). Тягоизмерительное устройство состоит из корпуса, выполненного в виде круговой балки, упругих элементов, представляющих собой радиально ориентированные лепестки прямоугольного сечения, соединяющие корпус устройства и технологический фланец, на котором крепится испытуемый двигатель, а их количество, длина и параметры профиля обеспечивают требуемую собственную частоту конструкции, не менее чем в десять раз превышающую частоту измеряемых импульсов тяги, кроме того, в устройстве используются высокоточные лазерные датчики перемещения, которые в процессе работы двигателя могут быть установлены либо в барокамере в герметичном корпусе, либо вне ее. Изобретение обеспечивает повышение точности измерений импульсной тяги. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к испытаниям жидкостных ракетных двигателей малой тяги. Устройство состоит из упругой балки с двумя силоизмерительными датчиками (весоизмерительным и задающим), на которой крепится испытуемое изделие и измерительный датчик, узла подвеса, силозадающего устройства сильфонного типа, смонтированных в едином корпусе. Устройство позволяет проводить градуировки системы с помощью высокоточного задающего датчика и компьютерной системы в вакуумных (эксплуатационных) условиях с подключенными и заполненными компонентами топлива трубопроводами и получать результаты измерения тяги двигателей в реальном времени. Изобретение обеспечивает повышение точности определения тяги испытуемого изделия в стационарном режиме работы, а также упрощение технологии градуировок устройства до и после пусков, а в случае необходимости - в процессе проведения программы испытаний. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к испытаниям жидкостных ракетных двигателей малой тяги. Устройство для измерения массы жидких компонентов топлива при работе ракетного двигателя малой тяги в режиме одиночных включений и в импульсных режимах, состоящее из электропневмоклапана, градуированных стеклянных трубок различного диаметра, при этом каждая трубка соединена с общим коллектором с помощью электропневмоклапанов и отсечного электропневмоклапана, согласно изобретению между полостью наддува устройства и выходным коллектором установлен датчик перепада давлений с возможностью измерения перепада давлений до и после пуска двигателя при достижении стабилизации показаний датчика и передачи сигнала в компьютерную систему измерения, обработки и отображения информации, а трубки содержат компоненты топлива, их количество, диаметр и длина обеспечивают работу двигателя от минимального единичного включения двигателя до режима с максимальным числом и длительностью импульсов при работе двигателя в импульсном режиме. Используется датчик перепада давлений с аналоговым или цифровым сигналом. Изобретение обеспечивает повышение точности определения основных параметров жидких компонентов, необходимых для определения массы топлива, прошедшей через двигатель. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к области испытаний ракетных двигателей малой тяги. Устройство для высотных испытаний ракетных двигателей выполнено с кормовым диффузором для обеспечения безотрывного течения продуктов сгорания в сопле ракетного двигателя при испытаниях и включает две вакуумные камеры и две вакуумные задвижки. В процессе работы ракетного двигателя кормовой диффузор газодинамически разъединяет вакуумные камеры, обеспечивая в первой вакуумной камере начальные условия. Вакуумная камера, в которую через диффузор поступают продукты сгорания, соединена с системой вакуумных насосов, поддерживающих в ней давление разрежения, необходимое для бессрывной работы диффузора и безотрывного течения продуктов сгорания в сопле двигателя, в том числе с повышенной геометрической степенью расширения. Изобретение позволяет обеспечить возможность определения основных параметров ракетного двигателя малой тяги, а также параметров среды, в которой проводятся испытания. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к ракетным двигателям малой тяги. Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде, состоящий из электропневмоклапанов горючего и окислителя, смесительной головки, включающей воспламенительное устройство со свечой зажигания, дозвуковую газовую завесу для обеспечения допустимого теплового состояния конструкции двигателя, камеры сгорания и сопла, согласно изобретению на камере сгорания установлены друг над другом два кольцевых цилиндра из жаростойкой и жаропрочной стали с коллекторами водорода и кислорода соответственно, на торцевых поверхностях которых установлены прямоугольные каналы так, чтобы каждый канал водорода пересекался с каналом кислорода. Число узлов пересекающихся прямоугольных каналов водорода и кислорода равно 3, 4, 5 и более и распределенных равномерно по окружности. Высота и ширина прямоугольных каналов соотносятся как 1:2. Соотношение скоростей струй водорода и кислорода составляет 2,5:1. Изобретение обеспечивает увеличение полноты сгорания топлива ракетного двигателя. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к ракетным двигателям малой тяги. Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде, состоящий из свечи зажигания топлива, смесительной головки, обеспечивающей смешение топлива и внутреннее охлаждение стенки камеры сгорания, камеры сгорания и сопла, в смесительной головке двигателя выполнены струйные форсунки типа струя в сносящем потоке кислорода, суммарные векторы потоков которых направлены в плоскости, перпендикулярной оси двигателя, навстречу друг другу. Изобретение обеспечивает увеличение полноты сгорания газообразных водорода и кислорода. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.
Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде с центробежными форсунками // 2628143
Изобретение относится к области ракетных двигателей малой тяги (РДМТ), работающих на газообразных водороде (Н2) и кислороде (О2) в качестве исполнительных органов систем управления объектов ракетно-космической техники. Смесительная головка имеет две центробежные форсунки подачи горючего и окислителя в камеру сгорания и каналы горючего для охлаждения стенки камеры сгорания и сопла. Для подачи горючего в камеру сгорания установлена центробежная форсунка с большим углом вектора скорости потока и соосная с ней центробежная форсунка окислителя с меньшим углом вектора скорости, чем у горючего. Изобретение обеспечивает увеличение полноты сгорания газообразных водорода и кислорода в двигателе. 1 ил.
Изобретение относится к области ракетных двигателей малой тяги (РДМТ). Ракетный двигатель малой тяги, состоящий из головки двигателя, свечи зажигания топлива, системы подачи компонентов топлива в зону электроискрового разряда и в камеру сгорания с внутренним охлаждением, при этом в камере сгорания установлены центробежная форсунка водорода и не менее шести периферийных струйных форсунок кислорода с возможностью активного взаимодействия потока водорода и струй кислорода, при этом форсунки расположены равномерно по окружности на поверхности головки, и оси которых направлены под углом 35°-45° к оси двигателя. Изобретение обеспечивает увеличение полноты сгорания газообразных водорода и кислорода и надежности работы двигателя. 1 ил.
Изобретение относится к области ракетных двигателей малой тяги. Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде, состоящий из головки двигателя, свечи зажигания топлива, системы подачи компонентов топлива в камеру сгорания и внутреннего охлаждения камеры сгорания, при этом для подачи окислителя в камеру сгорания применена щелевая форсунка, установленная с возможностью направления окислителя к оси двигателя. Изобретение способствует интенсивному перемешиванию водорода и кислорода и более полному их сгоранию. 1 ил.
Изобретение относится к области ракетных двигателей малой тяги (РДМТ), работающих на газообразных водороде (Н2) и кислороде (О2) в космическом пространстве в качестве исполнительных органов систем управления объектов ракетно-космической техники. Двигатель содержит свечу зажигания поверхностного разряда 1, разрядную полость 2 свечи зажигания, диафрагму 3, каналы 4, соединяющие разрядную полость 2 свечи зажигания и первую камеру 5, в которую поступают водород и продукты сгорания, истекающие из диафрагмы 3, вторую камера 6, в которую поступают закрученный кислород и газовая смесь из первой камеры 5, центробежную форсунку водорода 8; центробежную форсунку кислорода 10. Форсунки 8 и 10 образуют двухкомпонентную центробежную газовую форсунку. Центробежная форсунка горючего 11 для внутреннего охлаждения камеры сгорания и сопла, камера сгорания 12, докритическая часть сопла 13. Все оси двухкомпонентных центробежных газовых форсунок расположены под углом к оси двигателя, этот угол может составлять 35-45°. Изобретение обеспечивает увеличение полноты сгорания газообразных водорода и кислорода путем приготовления смеси водорода и кислорода, способной сгорать наиболее полным образом. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к ракетным двигателям малой тяги. Двигатель содержит свечу зажигания поверхностного разряда 1, разрядную полость 2 свечи зажигания, диафрагму 3, каналы 4, соединяющие разрядную полость 2 свечи зажигания и ступень воспламенения устройства 5 (вторую ступень), первую ступень 6 двигателя с каналами 7 подачи водорода, вторую ступень 5 с каналами 8 подачи кислорода, третью ступень 9 с каналами 10 подачи водорода, четвертую ступень 11 с каналами 12 подачи кислорода и с каналами 13 для подачи кислорода в четвертую ступень 11 с целью охлаждения стенок камеры сгорания, образованной ступенями двигателя, и дозвуковой части сопла 14. Изобретение обеспечивает повышение надежности и стабильности воспламенения, смешения и горения газообразных водорода и кислорода в ракетных двигателях малой тяги. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение предназначено для организации смесеобразования и горения самовоспламеняющегося топлива в жидкостных ракетных двигателях малой тяги (ЖРДМТ), работающих в вакууме. Устройство состоит из предкамеры 1 и камеры сгорания 2. В предкамере 1 выполнены каналы 3 для подачи компонентов топлива, а также выполнена профилированная поверхность 4 с острой кромкой 5. Каналы подачи топлива расположены в плоскости, перпендикулярной оси предкамеры, конец каждого канала сопряжен по касательной с профилированной поверхностью, форма которой представляет собой дугу окружности, причем поверхность заканчивается острой кромкой в полости предкамеры. Изобретение обеспечивает преобразование жидких струй горючего и окислителя в мелкодисперсное, туманообразное состояние, в котором горючее и окислитель взаимодействуют предельно активно. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
