Патенты автора Апакидзе Юрий Валентинович (RU)
Сопловой блок РДТТ // 2729568
Предложенное техническое решение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке сопловых блоков (СБ) ракетных двигателей на твердом топливе (РДТТ). Предложенный СБ РДТТ состоит из корпуса, заглушки сопла, закрепленной на корпусе, жестких надвижных насадок и гибкой разворачиваемой насадки, герметично закрепленной на торце последней жесткой насадки и выполненной из тонкостенного теплостойкого композиционного материала. Раструб гибкой насадки снабжен торцевым буртиком и силовым каркасом, состоящим из жаропрочных стержней, равномерно установленных с внешней стороны гибкой насадки, одним концом входящих в соответствующие отверстия в торцевом буртике, а другим концом жестко связанных с качалками шарнирного закрепления, установленными на проушинах, установленных на срезе последней жесткой насадки. Выход стержней и насадки в рабочее положение обеспечивают находящиеся при сложенной гибкой насадке в напряженном состоянии пружины кручения, закрепленные одним концом на неподвижных проушинах, закрепленных на торце последней жесткой насадки, а другим - на качалках. Для удержания гибкой насадки в сложенном состоянии конструкция СБ снабжена фиксатором, выполненным в виде диска с центральным штифтом, установленным на заглушке сопла и имеющим механизм разделения, связанный с системой управления. При отходе предыдущей ступени с переходником на механизм разделения штифта подается команда на его разделение и освобождение гибкой насадки от фиксатора. Стержни под действием пружин кручения разворачивают стержни и гибкую насадку до рабочего положения, обеспечиваемого ограничителями поворота стержней. Все сопло приводится в рабочее положение после запуска двигателя, путем выталкивания заглушки сопла рабочим давлением двигателя, которая вытягивает за собой жесткие насадки сопла с развернутой гибкой насадкой. Возможность увеличения выходного диаметра СБ до размеров, превышающих диаметр ракеты, позволяет увеличить энергетические характеристики РДТТ. 4 ил.
Предлагаемое изобретение относится к области ракетостроения, а именно к стартовым твердотопливным ускорителям ракеты-носителя. Стартовый твердотопливный ускоритель ракеты-носителя состоит из секций канальных зарядов с корпусами, выполненными в виде «коконов» из высокопрочного композиционного материала. Секции канальных зарядов соединены между собой с помощью газоводов. К нижней секции заряда подстыковано поворотное сопло. Особенностью конструкции является то, что верхняя часть внутреннего канала каждого заряда, кроме дальнего от сопла, забронирована на длину, равную величине свода заряда, на внутренней поверхности газовода закреплен козырек, выполненный из жаростойкого материала, выступающий на всю длину бронировки и скрепленный с ней. Предлагаемая конструкция стартового твердотопливного ускорителя ракеты-носителя обеспечивает повышение надежности его работы и баллистической эффективности. 3 ил.
Предлагаемое изобретение относится к области ракетостроения, а именно к стартовым твердотопливным ускорителям ракеты-носителя. Стартовый твердотопливный ускоритель состоит из секций канальных зарядов с корпусами типа кокон и поворотного сопла. Особенностью конструкции является то, что секции зарядов с корпусами телескопически размещены в пенале, подвижное соединение при удлинении корпусов зарядов в пенале выполнено в виде опорно-ведущих поясов, верхняя юбка корпуса нижней секции заряда жестко скреплена с металлическим кольцом пенала, а юбки остальных секций зарядов фиксируются к соответствующим кольцам регулируемыми винтами, ось поворотного сопла отклонена от оси ускорителя и проходит через центр масс ракеты-носителя, к нижнему торцу пенала пристыкован хвостовой отсек, к верхнему торцу пенала пристыкован головной обтекатель, в полостях хвостового отсека и головного обтекателя расположены двигатели увода ускорителя от ракеты-носителя и пусковой двигатель для воспламенения зарядов твердого топлива. Конструкция ускорителя предопределяет особый подход к ее сборке. Способ сборки предлагаемого стартового твердотопливного ускорителя основан на стыковке между собой секций канальных зарядов с корпусами с элементами пенала, которая осуществляется в подвешенном на траверсе состоянии, и стыковке сопла к фланцу задней части корпуса нижней секции в определенной последовательности, стыковке головного обтекателя. Предлагаемая конструкция стартового твердотопливного ускорителя ракеты-носителя обеспечивает повышение баллистической эффективности и надежности его работы. 2 н.п. ф-лы, 10 ил.
Изобретение относится к авиации и касается приводов автоматических систем управления летательных аппаратов (ЛА) со складывающимися секциями крыла до и после полета. Электромеханический силовой мини-привод подвижной аэродинамической поверхности ЛА с функцией складывания и раскрытия секций крыла состоит из электрического двигателя, многоступенчатого редуктора, выходная ступень которого содержит входное, промежуточное и выходное звенья волновой передачи с телами качения, и датчика положения выходного звена. При этом между промежуточной и выходными ступенями редуктора введено электромагнитное стопорное устройство, подключенное так, что при его обесточенном состоянии жесткое колесо выходной ступени редуктора является выходным звеном и снабжено элементами крепления к аэродинамической поверхности, а сепаратор застопорен на корпус промежуточной ступени. При включенном состоянии электромагнита стопорного устройства жесткое колесо застопорено на корпус промежуточной ступени, а сепаратор является выходным звеном выходной ступени редуктора. Достигается обеспечение складывания и раскрытия секций крыла после и до управляемого полета и управление подвижной аэродинамической поверхностью ЛА во время полета. 2 ил.
ТВЕРДОТОПЛИВНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ // 2554685
Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании ракет различного назначения, в частности космического, в системе аварийного спасения. Твердотопливный ракетный двигатель состоит из двух прочноскрепленных с корпусами зарядов твердого топлива канально-щелевой формы, соединенных переходником с газоходами и соплами. Профилированные щели каналов обоих зарядов повернуты друг относительно друга вокруг продольных осей зарядов на угол, равный половине шага их расположения. Входная часть каждого сопла утоплена в газоход на величину 0,1…0,2 диаметра входа в газоход. Изобретение позволяет снизить потери давления внутри камеры сгорания, а также пассивную массу конструкции ракетного двигателя. 6 ил.
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА // 2449155
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива системы аварийного спасения космического корабля
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА // 2435061
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива системы аварийного спасения космического корабля
Изобретение относится к области моделирования натурных условий работы элементов конструкции механизмов, характеризующихся кратковременностью (0,5÷1,0 с) газотермодинамического высокотемпературного (~2000 К) воздействия при скорости газового обтекания 250÷600 м/с и давлении 5÷20 ата
Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в конструкции воспламенителя заряда твердотопливного газогенератора
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при автономной экспериментальной отработке старта ракет, например для запуска спутников
