Патенты автора Голубев Михаил Юрьевич (RU)
Ракетный двигатель твердого топлива // 2771220
Изобретение относится к области ракетно-космической техники, преимущественно для конструкции твердотопливных двигателей разделения системы аварийного спасения объекта. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий силовую цилиндрическую оболочку с доньями, на цилиндрической части которой выполнены сопловые блоки, при этом внутри силовой оболочки расположена соединенная с доньями камера сгорания, в которой расположен твердотопливный заряд в виде цилиндрических канальных шашек всестороннего горения и воспламенитель, а также пиропатрон, установленный в гнезде донной части силовой оболочки со стороны воспламенителя, при этом оси сопловых блоков пересекаются в одной точке на продольной оси оболочки, а центры выходных сечений сопловых блоков лежат на одной окружности с центром на продольной оси оболочки. Два центра выходных сечений сопловых блоков лежат в плоскости увода, а другие центры попарно располагаются симметрично плоскости увода под углами α и β по окружности так, что расстояние от центров с углами α до плоскости увода меньше, расстояние от центров с углами β, а газовые тракты сопловых блоков соединены с кольцевым ресивером, образованным внутренней поверхностью силовой оболочки и внешней поверхностью камеры сгорания. Соотношения объемов ресивера и камеры сгорания Wpec=(0,8…1,0)WК.С. Изобретение обеспечивает повышение стабильности тяговых характеристик, уменьшение траекторных разбросов и зоны падения спасаемого объекта. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.
Ракетный двигатель твердого топлива // 2775891
Ракетный двигатель твердого топлива, предназначенный для увода отделяемых частей ракетоносителя, содержит корпус, заряд твердого топлива, систему инициирования и сопловой тракт, расположенный под углом к продольной оси ракетоносителя и закрытый заглушкой. Заглушка изготовлена из тонкого деформируемого материала и имеет коническую отбортовку, внешняя поверхность которой контактирует с внутренней поверхностью соплового тракта через герметизирующий слой, обеспечивающий сцепление заглушки с поверхностью соплового тракта. Торец заглушки дополнительно подкреплен к поверхности соплового тракта с максимально удаленной от ракетоносителя стороны по дуге S длиной от 0,5 до 1,5 R, где R - радиус торца заглушки, причем расстояние L от торца сопла до торца заглушки не превышает 2R. Подкрепление заглушки может быть выполнено в виде деформируемой скобы, являющейся продолжением конической части заглушки, которая полностью охватывает внутреннюю поверхность соплового тракта и присоединена к его наружной поверхности. Изобретение позволит обеспечить вылет заглушки в заданном направлении и тем самым исключить соударение заглушки с возвращаемым аппаратом и ракетоносителем. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение предназначено для определения суммарного импульса тяги при наземных стендовых испытаниях твердотопливной газореактивной системы ориентации (ТТ ГРСО) с газонакопительной емкостью. Стендовое устройство снабжено датчиками измерения температуры и давления, регистрирующей системы измерения и системы управления огневым испытанием, установлен имитатор блоков управления с дополнительным расходным соплом, обеспечивающий опорожнение газонакопительной емкости за расчетное суммарное время создания управляющих усилий, и управляющий клапан, расположенный за дополнительным расходным соплом, а газонакопительная емкость снабжена датчиками давления и температуры. Такое выполнение стендового устройства позволит повысить точность определения суммарного импульса тяги в условиях изменяющейся температуры газа в газонакопительной емкости при ее заполнении и опорожнении. В стендовом устройстве обеспечивается выдержка газа в газонакопительной емкости и ее опорожнение через имитатор блоков управления с управляющим клапаном за определенное время. Способ определения суммарного импульса тяги заключается в том, что после накачки газа в газонакопительную емкость газ выдерживается в ней расчетное время, а затем емкость опорожняется с использованием имитатора блоков управления за определенное время, при этом давление и температура газа непрерывно регистрируются. Суммарный импульс тяги определяется расчетным путем по среднеинтегральной температуре газа во время опорожнения газонакопительной емкости. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано при создании двигательных установок (ДУ) для управляемых космических аппаратов (КА). Технический результат – повышение эффективности управления двигательной установки космического аппарата за счет сглаживания динамики и эффективного использования рабочего тела, а также повышение надежности работы устройства. Способ управления твердотопливной двигательной установкой заключается в изменении импульса и вектора тяги твердотопливной двигательной установки с помощью комбинации открывающихся и закрывающихся по командам от системы управления сопловых электромагнитных блоков управления. Через эти блоки обеспечивают истекание газа под давлением, создаваемым источниками рабочего тела, проходящего через коллектор. В коллекторе производят телеметрический контроль давления с помощью датчиков. При этом на выходе из последовательно задействуемых источников рабочего тела производят накопление и стабилизацию давления газа в ресивере-накопителе. После этого производят понижение давления газа с помощью понижающего механического редуктора, разделяющего коллектор на контуры высокого и низкого давления. С помощью системы управления производят контроль давления в обоих контурах. В соответствии с алгоритмом управления подают команды на задействование второго и последующих источников рабочего тела. Команды подают при понижении давления в контуре высокого давления ниже допустимого для корректной работы редуктора, а также на открытие всех сопловых электромагнитных блоков управления при случайном превышении максимально допустимого давления в контуре низкого давления для сброса излишка газа в окружающую среду, не оказывая при этом влияния на управление космическим аппаратом. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.
Ракетный двигатель твердого топлива с изменяемым вектором тяги по направлению состоит из силового теплоизолированного корпуса и центрального тела, образующих в выходной части контур кольцевого сопла, канального заряда твердого топлива, скрепленного с силовым теплоизолированным корпусом, воспламенительного устройства и сопловой заглушки, привода перемещения, расположенного в центральном теле. Часть центрального тела выходит за срез внешнего контура кольцевого сопла. Силовой теплоизолированный корпус снабжен дополнительной внутренней силовой теплоизолированной оболочкой, являющейся продолжением центрального тела, расположенной во внутренней полости канального заряда твердого топлива и соединенной с задним днищем силового теплоизолированного корпуса герметизирующим эластичным шарниром и механизмом привода углового перемещения относительно центральной оси. Другое изобретение группы относится к сопловой заглушке, выполненной в виде герметизирующего элемента. Герметизирующий элемент выполнен в виде тороидальной эластичной камеры, заполненной газом под давлением, установленной в дозвуковой части кольцевого сопла и соединенной связями в виде стержней с несколькими сегментами, прилегающими к сверхзвуковой части кольцевого сопла и равномерно расположенными по его периметру. Группа изобретений позволяет обеспечить снижение потерь тяги, а также надежность и стабильность выхода на режим при запуске двигателя. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 4 ил.
Стенд для испытания герметизирующей заглушки углового сопла включает основание, емкость пневмодавления, электропневмоклапан, дроссельную шайбу, переходник для монтажа испытуемой заглушки, имитатор раструба сопла, системы измерения и видеонаблюдения. Переходник выполнен в виде имитатора предсоплового объема, на котором под углом к его оси и оси дроссельной шайбы закреплена съемная втулка с калиброванным отверстием для монтажа испытуемой заглушки. В съемной втулке по контуру прилегания испытуемой заглушки выполнены радиальные измерительные каналы с датчиками давления, размещенные в одних плоскостях с датчиками вибрации, установленными на имитаторе раструба сопла вдоль его образующих. В состав системы видеонаблюдения введен электрически соединенный с электропневмоклапаном светодиодный источник, размещенный напротив одной из камер системы видеонаблюдения и в плоскости среза имитатора раструба сопла. При проведении испытаний герметизирующей заглушки углового сопла нагружают внутреннюю поверхность испытуемой заглушки динамическим пневмодавлением, измеряют параметры вскрытия заглушки и обеспечивают видеорегистрацию траектории ее полета за срезом сопла. Одновременно с нагружением внутренней поверхности испытуемой заглушки динамическим пневмодавлением регистрируют изменение давления на внешней поверхности заглушки по контуру ее прилегания к соплу. После вскрытия заглушки регистрируют изменение амплитуд колебаний стенки раструба сопла вдоль его образующих, синхронизируя процесс видеорегистрации траектории полета заглушки с началом нагружения ее внутренней поверхности динамическим пневмодавлением по моменту пролета заглушкой среза сопла. Момент пролета заглушкой среза сопла фиксируют при видеорегистрации как снижение освещенности среза сопла от светодиодного источника, включаемого одновременно с подачей команды на начало нагружения внутренней поверхности испытуемой заглушки динамическим пневмодавлением. Группа изобретений позволяет оценить характер деформации испытуемой заглушки углового сопла двигателя при разрушении и определить фактическую траекторию ее полета. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.
Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано при проектировании двигателей твердого топлива для корректировки траектории полета управляемых ракет и корректировки полета отделяемых элементов от ракеты-носителя. Ракетный двигатель твердого топлива с однократно изменяемым вектором тяги содержит корпус с зарядом, воспламенительное устройство и сопло с косым срезом. Сопло разделено на части плоскостью стыка, проходящей через точку пересечения минимальной образующей сопла с плоскостью косого среза. Части сопла соединены между собой термостойким кольцом с прогнозируемым уносом материала кольца от действия струи продуктов сгорания заряда. Изобретение позволяет упростить отработку ракетных двигателей коррекции полета ракеты-носителя и отделяемых от нее элементов. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.
