Патенты автора Гуляев Юрий Иванович (RU)
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.
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 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.
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.
