Патенты автора Морозов Владимир Иванович (RU)

Изобретение относится к системам автоматики ЖРД многократного включения, где нашли широкое применение гидроуправляемые нормально открытые клапаны газовые, срабатывающие при достижении необходимого для их закрытия рабочего давления одного из компонентов топлива на выходе из насоса ТНА. В клапане газовом выполнен делитель давления, состоящий из канала, выходящего из управляющей полости через отверстия в штоке и установленную дроссельную шайбу в дренажную полость, а также дроссельного устройства во входном патрубке управляющей полости, состоящего из двух дроссельных шайб с отверстиями, равнорасположенными от оси, и установленных пакетом. Изобретение направлено на возможность использования клапана газового гидроуправляемого в более широком диапазоне управляющих давлений, без изготовления новых деталей и узлов, и применения его в ракетных двигателях с высокой величиной управляющего давления компонентов на выходе из насоса ТНА. 1 ил.

Изобретение относится к устройствам пневмоавтоматики, предназначенным для сброса избыточного давления газа из пневмосистем, и может быть использовано в космической технике. Сущность изобретения состоит в том, что корпус 1 выполнен в виде простого по технологии изготовления патрубка с большим и малым диаметрами, габариты большого определяются габаритами сильфона 2, а малый диаметр корпуса - габаритами фторопластовой втулки 5, сильфон 2 соединен с подвижным элементом 4 - штоком со сквозным отверстием 15 и седлом 14, на входе штока выполнена гильза 16 с отверстиями 17 в полость сильфона 2, клапан 10 с упором 20 и пружина 11 расположены во входном фланце 3; на выходе из корпуса установлен стакан 9 с выходным наконечником 13 и настроечном винтом 6, а в полости стакана - настроечная пружина 7, передающая усилие через шарнир 8 на шток. Для отрыва клапана 10 с упором 20 от седла 14 во фланце 3 имеется бурт 19 с пазами. Все это позволяет сделать конструкцию клапана предохранительного более технологичной при изготовлении, уменьшить габариты, вес, с возможностью получать стабильную характеристику и нужную степень герметичности посадки клапана на седло. 1 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в энергетическом машиностроении, включая ракетостроение. Обратный клапан содержит корпус, в котором установлено седло в виде полой пирамиды с выходными отверстиями на гранях, с примыкающими к граням плоскими упругими пластинами, закрывающими отверстия и одной стороной жестко закрепленными у основания пирамиды. Причем пирамида выполнена четырехгранной с отверстиями только на двух противолежащих гранях, на вершинах двух других граней симметрично расположены ступеньки, на которые опираются и за которые закреплены скобы, поджимающие концы пластин к граням, с возможностью их проскальзывания при открытии и закрытии клапана, а для ограничения проскальзывания на концах пластин выполнены выступы для упора в скобы. Изобретение направлено на повышение надежности работы обратного пластинчатого клапана и увеличение гарантийного срока службы, поскольку введение в конструкцию прижимных скоб исключает нахождение и колебания свободных концов упругих пластин в потоке рабочего тела с последующим их разрушением. 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях жидкостных ракетных двигателей, выполненных по схеме без дожигания в камере. Изобретение направлено на уменьшение потерь удельного импульса двигателя, связанных с приводом ТНА. Результат обеспечивается повышением удельного импульса сопла выхлопной системы ТНА за счет дожигания рабочего тела турбины ТНА - газа с избытком горючего окислителем, подаваемым в газовод выхлопной системы с выхлопным соплом. Для этого в газовод 4 встроены форсунки 5, сообщенные с напорной магистралью окислителя 6, трубопроводом 7; газовод 4 и сопло 8 выполнены охлаждаемыми, для чего тракт охлаждения 10 сообщен трубопроводами 9, включающими дроссельную шайбу 11, с напорной магистралью горючего на входе и выходе тракта охлаждения камеры 1. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях многокамерных ракетных двигателей с охлаждением камер жидким криогенным компонентом топлива. Многокамерный жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), включающий камеры сгорания, охлаждаемые криогенным компонентом топлива с изменением его фазового состояния в трактах охлаждения, турбонасосный агрегат, обеспечивающий подачу компонентов топлив к камерам, магистрали, подводящие компонент топлива - охладитель с выхода насоса турбонасосного агрегата на входы в тракты охлаждения камер, согласно изобретению в каждую магистраль, подводящую компонент – охладитель, включен компенсатор отклонения расхода охладителя в виде подпружиненного дросселирующего элемента, изменяющего под воздействием скоростного напора потока охладителя и перепада давления на нем площадь проходного сечения магистрали противоположно изменению скоростного напора и перепада давления на дросселирующем элементе. Изобретение обеспечивает повышение работоспособности камер многокамерного двигателя и повышение энергомассовых характеристик ракетной ступени ЖРД на криогенных компонентах топлива. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) с электронасосной системой подачи низкокипящих компонентов топлива, включающий регенеративно охлаждаемую камеру сгорания, электронасосные агрегаты для подачи компонентов топлива в камеру, блок питания электронасосных агрегатов на основе аккумуляторных батарей, при этом в состав двигателя включен турбоэлектрогенератор, вход в турбину которого сообщен с магистралью выхода из тракта охлаждения камеры газифицированного в нем низкокипящего компонента топлива; выход из турбины сообщен с магистралью входа этого компонента топлива в полость форсуночной головки камеры, а клеммы электрогенератора связаны кабелем через преобразователь в виде зарядного устройства и автоматический прерыватель электрической цепи с клеммами блока питания электроприводов насосов. Изобретение обеспечивает улучшение массовых характеристик двигателя с электронасосной системой подачи низкокипящих компонентов топлива за счет снижения количества и массы аккумуляторных батарей в блоке питания электронасосных агрегатов. 1 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) на криогенных компонентах, снабженным системой ориентации и обеспечения запуска (СООЗ). СООЗ содержит блоки ракетных двигателей малой тяги (РДМТ), электронасосы (1, 2) на выходах баков низкого давления криогенных компонентов, сообщенные напорными магистралями через теплообменники – газификаторы (3, 4) с ресиверами (8, 9) рабочего тела для РДМТ. Ресиверы пополняются по сигналам датчиков давления (11(1), 11(2)). Теплопередающие тракты газификаторов (3, 4) сообщены на входе с магистралью высокотемпературных продуктов сгорания газогенератора (5), а на выходе – с включенными в конструкцию блоков РДМТ выхлопными соплами (10(1), 10(2)), оси которых параллельны продольной оси ЖРД. Ко входам газогенератора (5) через электроклапаны (7(3), 7(4)) подключены магистрали выхода теплопринимающих трактов газификаторов (3, 4). Техническим результатом является снижение массы конструкции ЖРД при сохранении функциональности СООЗ. 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкции жидкостного ракетного двигателя с турбонасосной системой подачи топлива, выполненного по схеме без дожигания, с радиационно-охлаждаемым насадком сопла камеры. Жидкостный ракетный двигатель, выполненный по схеме без дожигания, в состав которого входят турбонасосный агрегат (ТНА) 3, газогенератор 4, газовод 5 выхлопного тракта турбины ТНА 3, камера сгорания 1 с радиационно-охлаждаемым насадком (РОН) сопла 2, охлаждаемым выхлопным газом турбины, вход в тракт охлаждения которого сообщен через коллектор 6 с газоводом 5, а выход - с кольцевым сверхзвуковым соплом 8, выполненным вокруг РОН 2, в газовод 5 перед коллектором тракта охлаждения 6 РОН встроен центробежный сепаратор 9 в виде вихревой камеры с тангенциальным входом 10 и двумя выходами 11, 12, один из которых с отбором газа из центральной зоны вихревой камеры направлен по направлению тяги двигателя к коллектору 6 тракта охлаждения РОН, а другой при отборе с периферии вихревой камеры против направления тяги двигателя - к соплу сброса 13 отсепарированной твердой фазы. Изобретение обеспечивает повышение надежности и эффективности охлаждения РОН двигателя. 2 ил.

Изобретение относится к объектам энергетического машиностроения. Космическая энергетическая установка с машинным преобразованием энергии в замкнутом контуре с газообразным рабочим телом, реализующим термодинамический цикл Брайтона, в состав которого входит источник тепла, компрессор, кинематически связанный с электрогенератором, регенератор тепла, теплообменник-холодильник для отвода низкопотенциального тепла из газообразного рабочего тела посредством жидкого теплоносителя. На валу турбокомпрессора между компрессором и турбиной установлен гидрозатвор в виде двухстороннего импеллера с двумя крыльчатками, разделенными диском, периферия которых сообщена одним трубопроводом, включающим отсечной клапан, с выходом электронасоса, вход которого сообщен с магистралью подвода жидкого теплоносителя к теплообменнику-холодильнику, а другим трубопроводом, включающим дроссельную шайбу и обратный клапан, с магистралью отвода жидкого теплоносителя от теплообменника-холодильника. Изобретение направлено на повышение КПД турбокомпрессорных энергетических установок с газообразным рабочим телом путем исключения утечек из компрессора в турбину. 2 ил.

Энергоустановка содержит электрогенератор (ЭГ) (1), кинематически связанный с турбокомпрессором (ТК) (2) со стороны входа в компрессор, источник тепла (4), регенератор тепла (5), теплообменник-холодильник (6) системы отвода низкопотенциального тепла из рабочего контура жидким теплоносителем, магистраль (16) с теплообменником (18) в ее составе, отводящая газообразное рабочее тело охлаждения ротора из полости ЭГ (1) со стороны, противоположной расположению ТК (2). Магистраль (16) сообщена с полостью ЭГ (1) со стороны ТК (2), образуя замкнутый автономный контур охлаждения ротора ЭГ (1). В контур включены вентилятор (17) с электроприводом, нормально-закрытый дренажный электроклапан (19), датчик (20) давления в полости ЭГ (1). Между компрессором и ЭГ (1) выполнен гидрозатвор в виде двухстороннего импеллера с двумя крыльчатками (10, 11), разделенными диском (12). Общий канал (А) крыльчаток (10, 11) сообщен трубопроводом (8), включающим отсечной клапан (9) с выходом электронасоса (7), вход в который сообщен с магистралью подвода жидкого теплоносителя в теплообменник-холодильник (6). Канал (А) сообщен трубопроводом (13), включающим дроссельную шайбу (14) и обратный клапан (15), с магистралью отвода жидкого теплоносителя из теплообменника-холодильника (6). Изобретение направлено на повышение эффективности энергоустановки, ее коэффициента полезного действия за счет уменьшения потерь мощности на трение ротора электрогенератора с газом, охлаждающим ротор путем снижения давления газообразного рабочего тела энергоустановки, используемого для охлаждения ротора электрогенератора на установившемся режиме работы при достаточном охлаждении ротора. 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель включает бустерные насосные агрегаты, турбонасосный агрегат, камеру и газогенератор, при этом в состав двигателя включена автономная аккумуляторная батарея, приводы бустерных насосов выполнены в виде синхронных электродвигателей, а в конструкцию ТНА встроен синхронный электрогенератор с ротором на валу и статором в корпусе ТНА, причем клеммы электродвигателей и электрогенератора коммутированы с клеммами аккумуляторной батареи через преобразователь электрического напряжения постоянного тока в фазные напряжения переменного тока, обеспечивающий также функцию обратного преобразования. Изобретение обеспечивает повышение удельного импульса ЖРД с бустерными насосными агрегатами. 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ останова жидкостного ракетного двигателя с турбонасосной системой подачи топлива в составе космической двигательной установки, основанный на последовательной подаче 2-х команд с заданным интервалом времени между ними, при этом по первой команде прекращают подачу рабочего тела турбины турбонасосного агрегата и компонентов топлива в полости форсуночной головки камеры и сообщают напорные магистрали и полости компонентов топлива двигателя с соответствующими баками двигательной установки, а по второй команде прекращают подачу компонентов топлива из баков двигательной установки в насосы турбонасосного агрегата, разобщают напорные магистрали и полости компонентов топлива двигателя с баками двигательной установки и открывают дренажи из этих полостей. Изобретение обеспечивает повышение ресурса жидкостного ракетного двигателя с турбонасосной системой подачи топлива в составе космической двигательной установки многократного использования. 1 ил.

Изобретение относится к объектам энергетического машиностроения. Изобретение направлено на повышение КПД турбокомпрессорных энергетических установок путем уменьшения затрат энергии турбины на привод компрессора. Эта задача решается снижением потребной степени сжатия компрессора только до необходимой для прокачки газообразного теплоносителя через газовый контур величины и выработкой полезной мощности, идущей на привод электрогенератора 1, парожидкостным контуром. Для этого теплообменник-парогенератор 6 включен теплопередающим трактом в магистраль газового контура, реализующего термодинамический цикл Брайтона, между источником тепла 2 и турбиной турбокомпрессора 3, а теплопринимающим трактом - в магистраль парожидкостного контура на входе в паровую турбину турбонасосного агрегата 9, при этом в магистраль парожидкостного контура, реализующего термодинамический цикл Ренкина, между насосом турбонасосного агрегата 9 и теплообменником-парогенератором 6 последовательно включены межконтурный теплообменник 7, теплопринимающий тракт которого включен в магистраль газового контура между теплообменником-регенератором 5 и теплообменником-холодильником 8, и теплообменник-регенератор 11, теплопередающий тракт которого включен в магистраль между выходом турбины турбонасосного агрегата 9 и входом в холодильник-конденсатор 12. 1 ил.

Изобретение относится к области энергетического машиностроения. Космическая энергетическая установка с машинным преобразованием энергии в замкнутом контуре с газообразным рабочим телом содержит трубопроводы, образующие замкнутый контур, с включенными в него турбокомпрессором, источником тепла, теплообменником-рекуператором, теплообменником-холодильником. Трубопровод, сообщающий источник тепла с турбиной турбокомпрессора, расположен внутри трубопровода, сообщающего выход тепловоспринимающего тракта теплообменника-рекуператора с входом в источник тепла. Изобретение направлено на улучшение массовых характеристик космической энергетической установки с машинным преобразованием энергии за счет улучшения условий работы трубопровода подачи высокотемпературного рабочего тела в турбину турбокомпрессора, в части снижения нагрузок на него и температуры стенок трубопровода. 1 ил.

Изобретение относится к системам управления, в частности к ракетной технике с головками самонаведения, и может использоваться в комплексах управляемого вооружения, расположенных на воздушных носителях. Технический результат – повышение надежности на основе повышения вероятности поражения целей при обеспечении высокой точности вывода ракет с гироскопом направления в зону захвата головкой самонаведения излучения от целей, расположенных на больших дальностях, за счет вычисления ошибок ориентации транспортно-пускового контейнера относительно линии визирования цели и последующей их компенсации. Для этого в способе вывода вращающейся по углу крена ракеты с гироскопом направления в зону захвата цели головкой самонаведения, включающем ориентирование транспортно-пускового контейнера перед пуском ракеты относительно линии визирования цели под заданными углами ϕH, , разарретирование гироскопа направления перед сходом ракеты, измерение в процессе полета ракеты отклонений продольной оси ракеты по углам рыскания и тангажа относительно запомненного в момент разарретирования гироскопа направления ее положения и формирование команд управления на исполнительное устройство пропорционально измеренным угловым отклонениям до захвата цели головкой самонаведения, дополнительно в процессе подготовки к пуску ракеты измеряют угол крена носителя и углы линии визирования цели относительно связанной с носителем системы координат, а в момент разарретирования гироскопа направления запоминают угол крена носителя γH0 и углы линии визирования цели ϕY0, ϕZ0, вычисляют ошибки ориентации транспортно-пускового контейнера относительно заданного направления, формируют сигналы компенсации ошибок ориентации транспортно-пускового контейнера UΔθ, UΔϕ и команду программного разворота ракеты в вертикальной плоскости и суммируют их с измеренными отклонениями ракеты по углам рыскания и тангажа. Для реализации способа введены запоминающее устройство, подключенное своими пятью входами к соответствующим пяти выходам бортовой цифровой вычислительной машины, первый и второй функциональные преобразователи, входы которых соединены соответственно с первым и вторым выходами запоминающего устройства, фазовращатель, первый и второй входы которого соединены с выходами соответственно первого и второго функциональных преобразователей, третий вход фазовращателя соединен с шестым выходом бортовой цифровой вычислительной машины, а первый и второй выходы фазовращателя соединены соответственно с четвертым и пятым входами формирователя команд, блок программных команд, первый, второй и третий выходы которого соединены соответственно с шестым, седьмым и восьмым входами формирователя команд, последовательно соединенные гирокоординатор с датчиком угла крена и формирователь сигналов модуляции, первый и второй выходы которого соединены соответственно с третьим и четвертым входами исполнительного устройства и соответственно с девятым и десятым входами формирователя команд управления, одиннадцатый вход которого соединен со вторым выходом гироскопа направления, а третий и четвертый выходы формирователя команд управления соединены соответственно с первым и вторым входами головки самонаведения. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике. Способ дросселирования тяги ЖРД, основанный на снижении массовых расходов компонентов топлива в камеру с нерегулируемыми форсунками, при котором после уменьшения массовых расходов ниже заданных значений подают газ в полости магистралей питания камеры на входах в форсуночную головку камеры и смешивают его с жидкими компонентами топлива, создавая гомогенные мелкодисперсные эмульсии компонентов топлива, относительные объемные газосодержания которых увеличивают с увеличением степени дросселирования тяги. Изобретение обеспечивает уменьшение потерь удельного импульса жидкостного ракетного двигателя при глубоком дросселировании тяги и увеличение степени дросселирования тяги. 1 ил.

Предлагаемая группа изобретений относится к военной технике, в частности к системам управляемого оружия и ракетной, артиллерийской технике с головками самонаведения. Технический результат - повышение вероятности поражения целей за счет обеспечения требуемого угла подхода ракеты к плоскости горизонта в районе цели к моменту захвата излучения от цели. Это обеспечивается тем, что в известном способе вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения, включающем запуск ракеты по баллистической траектории на заданную высоту, вычисление угловых координат линии ракета - цель, в соответствии с которыми до момента захвата излучения от цели формируют команды управления UY, UZ в вертикальном и горизонтальном каналах управления, пропорциональные угловым скоростям линии ракета - цель, новым является то, что одновременно с вычислением угловых координат линии ракета - цель определяют разность между вычисленной угловой координатой λY в вертикальной плоскости и требуемым углом λТР подхода к плоскости горизонта на участке захвата цели головкой самонаведения и к сформированной команде управления в вертикальном канале UY добавляют команду, пропорциональную разности углов: (λY-λТР)⋅Kλ, где Kλ - коэффициент пропорциональности, определяемый из условия обеспечения устойчивости процесса регулирования углового положения линии ракета - цель. Предложенное устройство включает последовательно соединенные вычислительный блок, первый блок вычитания, первый усилитель, последовательно соединенные второй блок вычитания, второй усилитель, интегратор, выход которого соединен со вторым входом первого блока вычитания, а выход первого усилителя соединен с первым входом второго блока вычитания, со вторым входом которого соединен выход запоминающего элемента. В указанное устройство дополнительно введены последовательно соединенные блок хранения констант, коммутатор, третий блок вычитания, третий усилитель, сумматор, второй вход которого соединен с выходом первого усилителя, а второй вход третьего блока вычитания соединен с выходом вычислительного блока. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к стендовому оборудованию и может быть использовано при испытаниях жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) космического назначения, связанных с определением тепловых режимов элементов ЖРД и двигательной установки (ДУ). На вакуумном стенде для тепловых испытаний ЖРД, включающем вакуумную камеру 1 со стапелем 2 для установки ЖРД 3 с соплом, имеющим радиационно-охлаждаемый насадок (РОН) 4, газодинамическую трубу 5 с эжектором 6, отсечной клапан 7 в канале газодинамической трубы (ГДТ), охлаждаемые экраны 8 на внутренних стенках вакуумной камеры 1, вакуумную систему 9, магистраль с пускоотсечным клапаном 10, сообщающую полость газодинамической трубы 5 между РОН 4 и отсечным клапаном 7 с вакуумной системой 9. На стыке среза РОН 4 с ГДТ 5 выполнен компенсатор температурного расширения в виде, состоящего из рассчитанной на радиальное температурное расширение РОН 4 тонкостенной цилиндрической или усеченно-конической мембраны 11 из жаростойкой стали, герметично соединенной посредством сварки со стенкой РОН 4 на его срезе и, с другой стороны, - через цилиндрическую стальную проставку 12 с окружающим ГДТ 5, рассчитанным на осевое температурное расширение РОН 4, тонкостенным сильфоном 13 с фланцем 14, который герметично (через уплотнение 15) соединен с фланцем 16 на охлаждаемой внешней стенке тракта охлаждения газодинамической трубы 5, при этом полость ГДТ от РОН 4 до отсечного клапана в канале ГДТ 5 подключена к системе вакуумирования 9 через пускоотсечной клапан 10. Изобретение обеспечивает повышение функциональных возможностей в части обеспечения наиболее полной имитации условий теплообмена, соответствующих объективным условиям при огневых испытаниях ЖРД и ДУ космического назначения. 2 ил.

Изобретение относится к объектам энергетического машиностроения. В космической энергетической установке в трубопровод между источником тепла и турбиной устанавливается смеситель, сообщенный дополнительным трубопроводом, включающим управляемый посредством электропривода дроссель, с трубопроводом между выходом компрессора и входом тепловоспринимающего тракта теплообменника-рекуператора. Изобретение позволяет улучшить ресурсные характеристики энергоустановки за счет уменьшения времени ее работы при максимальной температуре рабочего тела на входе в турбину при снижении энергопотребления. 1 ил.

Изобретение относится к энергетическому машиностроению и может быть использовано в конструкциях турбокомпрессорных установок с замкнутым термодинамическим циклом Брайтона. Турбокомпрессорная энергетическая установка включает турбокомпрессор, нагреватель рабочего тела и теплообменник-рекуператор, объединенные в замкнутый контур. На выходе проточного тракта рабочего колеса турбины установлен спрямляющий аппарат в виде кольцевой лопаточной решетки, образованной пустотелыми лопатками с проточными каналами, сообщенными с концентрически выполненными наружным и внутренним коллекторами. Наружный коллектор разделен на два полуколлектора, один из которых сообщен патрубком с выходом компрессора, а другой - со входом в теплопринимающий тракт теплообменника-рекуператора. Изобретение решает задачу повышения коэффициента полезного действия энергетического цикла установки и снижения ее массы. 3 ил.

Заявленное изобретение относится к способам определения угла крена бесплатформенной инерциальной навигационной системы вращающегося по крену артиллерийского снаряда. Для определения угла крена измеряют угловые скорости снаряда в связанной со снарядом вращающейся по крену системе координат, демодулируют угловые скорости, перпендикулярные продольной оси снаряда, углом крена с поправкой. Поправку определяют как предварительное и последующее корректируемое значение. Предварительное значение определяют по фазе между средними сглаженными значениями интегралов демодулированных угловых скоростей. Последующее значение определяют по интегралу угловой скорости разворота снаряда по рысканию с определенным коэффициентом. Обеспечивается повышение точности определения угла крена, тангажа и рыскания снаряда. 1 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к способам наведения вращающегося по крену снаряда. Для инерциального наведения вращающегося по крену снаряда измеряют рассогласование между положением продольной оси снаряда и положением оси инерциального гироскопа, измеряют угловые скорости снаряда в связанной со снарядом вращающейся по крену системе координат относительно двух взаимно ортогональных поперечных осей снаряда, формируют сигнал управления рулевым приводом при превышении порогового значения рассогласования. Формируют дополнительные сигналы управления по угловой скорости на баллистическом участке траектории до начала инерциального наведения при превышении угловой скорости снаряда пороговых значений, определенных из условия обеспечения требуемой амплитуды колебания снаряда по углам атаки и скольжения. Обеспечивается угловая стабилизация снаряда. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к объектам энергетического машиностроения. Часть трубопровода космической энергетической установки, подводящего рабочее тело контура в компрессор из теплообменника-холодильника, выполнена как дозвуковой эжектор на основе трубы Вентури с кольцевым каналом А выхода пассивного рабочего тела эжектора в зоне критического сечения трубы Вентури. Кольцевой канал с коллектором на входе сообщен трубопроводом через теплообменник с полостью электрогенератора, расположенной на выходе рабочего тела охлаждения ротора из тракта его охлаждения - кольцевого канала Б между статором и ротором электрогенератора. Жидкий теплоноситель, отбираемый с выхода тракта холодильника-излучателя, подводится и отводится к соответствующему тракту теплообменника по трубопроводам. Таким образом обеспечивается создание перепада давления, обеспечивающего прокачку газообразного рабочего тела ротора с необходимым расходом через кольцевой зазор между ротором и статором за счет местного снижения статического давления газообразного рабочего тела контура посредством увеличения скорости его течения с последующим восстановлением статического давления при уменьшении скорости перед входом в компрессор, а также охлаждение нагретого в тракте охлаждения ротора газообразного рабочего тела перед подачей его в зону сниженного статического давления. Изобретение позволяет уменьшить потери полезной мощности турбокомпрессорной электрогенераторной установки с машинным преобразователем энергии в замкнутом контуре по циклу Брайтона, связанные с охлаждением ротора электрогенератора, и, тем самым, повысить ее коэффициент полезного действия. 2 ил.

Изобретение относится к объектам энергетического машиностроения. В турбокомпрессоре с крыльчаткой закрытого типа 2 и активном магнитном подвесе на основе радиально-упорных электромагнитных подшипников 4 кольцевой электромагнит 6 одного из подшипников встроен в корпус компрессора 1 со стороны крышки 7 крыльчатки 2, а крышка 7 выполнена из электротехнической стали или аморфного железа. Изобретение направлено на уменьшение продольных габаритов турбокомпрессоров с активным магнитным подвесом и повышение их экономичности. 3 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкции двигательных установок ракетных блоков, использующих криогенные компоненты топлива для питания жидкостного ракетного двигателя и импульсных двигателей систем стабилизации ориентации и обеспечения запуска. В объединенной двигательной установке ракетного блока, включающей баки для криогенных компонентов топлива 1, маршевый ЖРД с турбонасосной системой подачи криогенных компонентов топлива в регенеративно-охлаждаемую камеру 2, импульсные двигатели системы стабилизации, ориентации и обеспечения запуска 3, использующие газообразные компоненты топлива, емкости 4 для газообразных компонентов топлива импульсных двигателей 3, емкости расположены вблизи баков под общей с ними теплоизоляцией 5, при этом стенки емкости соединены со стенками баков термомостами 6 с заданной длиной и площадью поперечного сечения, полости емкостей каждого из компонентов топлива сообщены через смесители 7 и трубопроводы 11, 12 с отсечными клапанами 9, 10, с выходами соответствующих компонентов топлива из насосов ТНА 8 и трактов охлаждения камеры 2, а в емкостях установлены датчики давления 13 и температур 14 газообразных компонентов топлива, выполняющих функцию чувствительных элементов системы управления ракетного блока. Изобретение обеспечивает повышение надежности двигательных установок ракетных блоков, использующих жидкие криогенные компоненты топлива. 1 ил.

(54) Способ наведения вращающейся ракеты и система наведения для его осуществления (57) Реферат Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах наведения ракет. Технический результат - повышение точности наведения ракет при наличии в сигналах координат помех на удвоенной частоте вращения ракеты по крену. Для этого сигнал рассогласования, содержащий информацию об отклонении ракеты и помехе, дополнительно суммируют с сигналом рассогласования, сдвинутым относительно исходного в сторону запаздывания на время, равное половине периода гармонического сигнала помехи. При этом регулировка времени запаздывания обратно пропорциональна частоте вращения по крену, обеспечивает подавление помехи переменной частоты, изменяющейся в процессе полета ракеты. В системе наведения вращающейся ракеты дополнительно введены последовательно соединенные усилитель с ограничением, второе звено с регулируемым временем запаздывания и второй суммирующий усилитель, выход которого соединен со вторым входом модулятора, а второй вход соединен с выходом первого суммирующего усилителя, выходом соединенного со вторым входом второго звена с регулируемым временем запаздывания, при этом вход усилителя с ограничением соединен с выходом измерителя периода. 2 н.п. ф-лы, 3ил.

Изобретение относится к ракетному вооружению, в частности к области малогабаритных управляемых снарядов. Управляемый снаряд выполнен по аэродинамической схеме «утка». Снаряд с одноканальной системой управления и вращающийся по крену. Снаряд содержит маршевый двигатель, руль в одной плоскости и стабилизатор с расположением неподвижных несущих поверхностей по Х-образной схеме относительно плоскости консолей руля. На головной части корпуса управляемого снаряда в плоскости, перпендикулярной плоскости консолей руля, установлены пилоны. Неподвижные консоли пилонов в поперечной плоскости расположены под углом 45…60 градусов относительно консолей стабилизатора. Консоли пилона по геометрической форме в плане выполнены подобно консолям руля с соотношением площадей пилона и руля как 0,5…1,0. Отношение площадей консоли пилона и консоли стабилизатора выполнено как 0,05…0,1. Достигается повышение эффективности управления, улучшение баллистических и динамических характеристик снаряда. 2 ил.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в ракетах с головками самонаведения. Система для вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения содержит командный пункт, блок констант, блок вычислителя угловой скорости линии ракета-цель, блок подключения команд управления, блок приема данных целеуказания, радиолинию, систему воздушного целеуказания, вычислитель, систему топопривязки, видеомонитор, радиолокационную станцию с фазированной антенной решеткой, каналами пеленгации ракет, каналами передачи команд управления и блоком управления лучом, блок синхронизации и кодирования, спутниковую навигационную систему, ракету с головкой самонаведения, переключателем команд, аппаратурой управления, рулевым приводом, радиоответчиком, приемным модулем, дешифратором команд управления, приемным модулем спутниковой навигационной системы, вычислительным устройством. Запускают ракету по баллистической траектории, определяют координаты ракеты в декартовой системе координат (ДСК), вычисляют дальность между ракетой и целью, проекцию дальности на осях ДСК, угловые координаты линии ракета-цель, до захвата цели головкой самонаведения подают на исполнительное устройство команды управления при достижении проекциями дальности между ракетой и целью величин программных дальностей. Изобретение позволяет повысить точность вывода ракет в зону захвата головкой самонаведения. 3 н.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в управляемых снарядах (УС). Определяют угловые скорости линии визирования цели в вертикальной и горизонтальной плоскостях по сигналам проекций скорости снаряда и сигналам сглаженных координат снаряда посредством суммирования сигналов, пропорциональных интегралам измеренных проекций скорости снаряда с сигналами, пропорциональными сглаженным разностям сигналов измеренных координат снаряда и интегралов измеренных проекций скорости снаряда, формируют сигналы управления рулями пропорционально угловой скорости линии визирования цели. Изобретение позволяет обеспечить необходимую точность попадания УС в цель по сигналам спутниковой навигационной системы. 5 ил.

Предлагаемая группа изобретений относится к области разработки систем наведения ракет и может быть использована в комплексах ПТУР и ЗУР. Изобретения предназначены для повышения точности наведения ракет за счет повышения точности работы системы управления при наличии в сигналах координат помех априорно известной частоты. Сущность предлагаемой совокупности технических решений заключается в том, что сигнал рассогласования, содержащий информацию об отклонении ракеты и помехе определенной частоты, дополнительно суммируют с сигналом рассогласования, сдвинутым относительно исходного в сторону запаздывания на время, равное половине периода гармонического сигнала помехи, в результате чего происходит подавление сигнала помехи в сигнале координат. В системе наведения вращающейся ракеты имеются формирователь сигнала рассогласования между ракетой и линией визирования цели, последовательно соединенные звено с регулируемым временем запаздывания, суммирующий усилитель, модулятор и привод руля, а также блок выработки периодического по углу крена сигнала, выход которого соединен со вторым входом модулятора и входом измерителя периода, выход которого соединен с первым входом звена с регулируемым временем запаздывания, новым является то, что в нее введены последовательно соединенные звено с постоянным временем запаздывания, вход которого соединен с выходом формирователя сигнала рассогласования, и второй суммирующий усилитель, второй вход которого соединен с выходом формирователя сигнала рассогласования, а выход соединен со вторыми входами звена с регулируемым временем запаздывания и первого суммирующего усилителя. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкции жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) с турбонасосной системой подачи топлива, выполненного по схеме без дожигания с радиационно-охлаждаемым насадком сопла камеры. ЖРД включает турбонасосный агрегат (ТНА) 1, газогенератор 2, выхлопной тракт турбины ТНА 3, камеру сгорания 4 с радиационно-охлаждаемым насадком сопла 5 и коллектором 6 на сопле камеры сгорания 4, сообщенным с выхлопным трактом 3, при этом вокруг радиационно-охлаждаемого насадка 5 выполнен кожух 7, коллектор 6 расположен в зоне стыка радиационно-охлаждаемого насадка 7 и регенеративно-охлаждаемой части сопла камеры 4 и сообщен с входом в кольцевую полость, образованную кожухом 7 и стенкой радиационно-охлаждаемого насадка 7, выход которой сообщен с расположенным вокруг радиационно-охлаждаемого насадка 7 кольцевым сверхзвуковым соплом 8. При этом в качестве материала кожуха 7 может быть использована плотная термостойкая ткань. Изобретение обеспечивает повышение надежности двигателя и увеличение удельного импульса. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетному вооружению, в частности к области малогабаритных управляемых снарядов. Управляемый снаряд выполнен по аэродинамической схеме «утка». Снаряд содержит воздушно-динамический рулевой привод в головном отсеке корпуса снаряда и аэродинамические органы управления - рули с установленными перед ними пилонами. Воздухозаборники воздушно-динамического рулевого привода встроены в пилоны и выполнены в виде биплановых П-образных пластин с переходом в моноплан по задней кромке. В передней кромке пилона выполнено П-образное отверстие и отверстие в корпусе снаряда. Достигается повышение эффективности управления снаряда.1 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть применено в конструкциях систем питания импульсных ракетных двигателей двигательных установок, использующих жидкие криогенные компоненты топлива и предназначенных для реактивных систем управления летательных аппаратов. Двигательная установка, включающая баки с магистралями 1, 2, систему наддува 3, газогенератор 4 с запальным устройством 5 для преобразования жидкого криогенного окислителя в газообразный окислитель с заданной температурой и ресивер-накопитель 6 газообразного окислителя в качестве компонента топлива блоков двигателей 7, содержит теплообменник 8 для преобразования жидкого криогенного горючего в газообразное с нагревом до заданной температуры, включенный теплопередающим трактом в магистраль на выходе газогенератора 4, теплопринимающим трактом - в магистраль подачи криогенного жидкого горючего, ресивер-накопитель 9 газообразного горючего для питания блоков двигателей 7, включенный в магистраль на выходе теплопринимающего тракта теплообменника 8, газожидкостный смеситель 10, включенный в магистраль между выходом теплопередающего тракта теплообменника 8 и входом в ресивер-накопитель 6 газообразного окислителя, при этом жидкостный вход смесителя 10 сообщен с магистралью подачи жидкого окислителя в газогенератор трубопроводом 11 с установленной в нем регулирующей (настроечной) дроссельной шайбой 12. Изобретение обеспечивает повышение надежности двигательных установок реактивных систем управления, использующих жидкие криогенные компоненты топлива. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в системах наведения телеуправляемых ракет. Технический результат - повышение точности и помехозащищенности телеуправления ракетой. Способ включает измерение угловых координат и дальностей цели и ракеты, формирование в функции времени полета ракеты программной дальности и программной скорости ракеты, формирование опорной траектории наведения ракеты, формирование сигнала линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией наведения, формирование пропорциональной этому сигналу рассогласования команды управления ракетой, формирование сигнала динамической ошибки наведения ракеты относительно опорной траектории, корректирование команды управления ракетой на величину сигнала динамической ошибки наведения ракеты по опорной траектории. Новым является то, что программную дальность и программную скорость ракеты формируют в текущем времени полета ракеты с помощью модели ракеты и с учетом сформированных команд управления ракетой, формируют текущий сигнал рассогласования между измеренной дальностью ракеты и программной дальностью ракеты, корректируют с учетом этого рассогласования дальностей программную дальность и программную скорость ракеты, а формирование сигнала линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией и формирование сигнала динамической ошибки наведения ракеты относительно опорной траектории проводят с учетом скорректированных программной дальности и программной скорости ракеты, далее формируют с помощью модели ракеты и с учетом скорректированной программной скорости ракеты текущую программную располагаемую перегрузку ракеты и текущую программную частоту собственных колебаний ракеты и затем последовательно преобразуют текущую команду управления ракетой пропорционально коэффициенту передачи, изменяющемуся обратно пропорционально текущему значению программной располагаемой перегрузки ракеты, и режекторным фильтром, среднюю частоту полосы задерживания которого задают равной текущему значению программной частоты собственных колебаний ракеты. № ЗюП. Ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области разработки систем наведения ракет и может быть использовано в комплексах ПТУР и ЗУР. Оно предназначено для повышения точности наведения ракет с аэродинамическими рулями. Сущность предлагаемой совокупности технических решений заключается в повышении точности работы привода рулей посредством уменьшения его «ненуля». Сущность предлагаемой совокупности технических решений заключается в том, что в управляющий автоколебательным приводом сигнал дополнительно вводится путем суммирования сигнал, пропорциональный его интегрированному значению, который минимизирует «ненуль» в замкнутой системе, охваченной отрицательной обратной связью. Поставленная задача решается за счет того, что в способе управления ракетой, включающем формирование системой управления ракетой управляющего сигнала автоколебательным приводом аэродинамических рулей, вибрационную линеаризацию этого сигнала путем его суммирования с внешним линеаризующим сигналом и соответствующее отклонение приводом аэродинамических рулей, новым является то, что формируют сигнал, пропорциональный интегрированному вибрационно - линеаризованному сигналу, а управляющий автоколебательным приводом сигнал формируют как сумму вибрационно-линеаризованного сигнала и сигнала, пропорционального интегрированному вибрационно-линеаризованному сигналу, причем коэффициент интегрирования kи, 1/с, устанавливают в соответствии с выполнением условия 20 … 30 t п < k и < ω П А Р 20 … 30 ,   где tп - полетное время ракеты на максимальную дальность стрельбы, с; ωПАР - полоса пропускания привода, 1/с. В системе управления ракетой, реализующей этот способ, включающей аппаратуру управления ракетой, содержащую последовательно соединенные устройство измерения рассогласования ракеты с заданной линией наведения и устройство формирования сигналов управления, а также генератор линеаризующих колебаний и привод аэродинамических рулей, содержащий последовательно соединенные усилитель мощности, релейный элемент, рулевую машинку, датчик отклонения рулей и суммирующий усилитель, второй вход которого подключен к выходу аппаратуры управления ракетой, которым является выход устройства формирования сигналов управления, новым является то, что в нее введены последовательно соединенные интегрирующий усилитель и второй суммирующий усилитель, выход которого соединен со входом усилителя мощности, причем вход интегрирующего усилителя и второй вход второго суммирующего усилителя соединены с выходом первого суммирующего усилителя, а выход генератора линеаризующих колебаний соединен с третьим входом первого суммирующего усилителя. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в комплексах противотанковых управляемых ракет (ПТУР) и зенитных управляемых ракет (ЗУР). Технический результат - повышение точности наведения ракет с релейными приводами рулевых органов (ПРО). Для этого задают до пуска момент времени tз, а релейный двухпозиционный сигнал V формируют по закону V = { s i g n ⌊ h y + U 1 ⌋ C ( γ ) + s i g n [ h z + U 2 ] S ( γ )                                                                     п р и     t ≤ t 0 s i g n ⌊ h y + U 1 ⌋ C ( γ ) + s i g n [ h z + U 2 s i g n ( − U 1 ) ] S ( γ )                     п р и     t > t 0 , где U1, U2 - периодические по углу γ сигналы, сдвинутые на угол π/2 друг относительно друга и на угол π/2 соответственно относительно сигналов C(γ), S(γ), а момент времени t0 определяют как ближайший момент времени после заданного до пуска момента времени tз, соответствующий переключению сигнала S(γ) с нулевого уровня на положительный уровень. При этом в систему с релейным ПРО введены соответствующие дополнительные суммирующие усилители, релейные элементы, модуляторы, фазовращатель и инвертирующий усилитель. 2 н.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области разработки систем наведения ракет и может быть использовано в комплексах ПТУР и ЗУР. В способе управления ракетой формируют управляющий сигнал автоколебательным приводом аэродинамических рулей с обратной связью и вибрационной линеаризацией и соответствующее отклонение приводом аэродинамических рулей. При этом до пуска ракеты задают фиксированный момент времени, от момента пуска ракеты до фиксированного момента времени сигнал управления приводом формируют в виде релейного двухпозиционного сигнала с модуляцией импульсов по ширине и при этом организуют работу привода в релейном режиме с отключением его обратной связи и вибрационной линеаризации. Система управления ракетой содержит аппаратуру управления ракетой (1), содержащую последовательно соединенные устройство измерения рассогласования ракеты (2) с заданной линией наведения и устройство формирования сигналов управления (3), привод аэродинамических рулей (4), содержащий суммирующий усилитель (5), усилитель мощности (6), релейный элемент (7), рулевую машинку (8) и датчик отклонения рулей (13), а также генератор линеаризующих колебаний (14). В систему управления дополнительно введены первый и второй ключ (11, 12), источник временного сигнала (9) и логическое устройство (10). Достигается повышение точности наведения ракет с аэродинамическими рулями. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области управления летательными аппаратами (ЛА), в частности, стабилизированными вращением. Способ использует информацию о векторе магнитного поля Земли (МПЗ), измеренном датчиком МПЗ в связанной с ЛА вращающейся по крену системе координат. Сигнал измеренного датчиком угла крена суммируют с сигналом поправки этого угла, вычисляемой с учетом угла наклона вектора напряженности МПЗ, углов магнитного курса и тангажа ЛА. Определяют функцию чувствительности (ФЧ) сигнала поправки угла крена в зависимости от ФЧ ошибки измерения угла крена ЛА датчиком МПЗ к ошибкам определения углов тангажа и рыскания ЛА, вычисляемых с учетом наклона вектора напряженности МПЗ. При этом углы тангажа и курса ЛА выбирают так, чтобы ФЧ-сигнала поправки угла крена не превышала допустимого по точности вычисления данного угла значения. 2 з.п. ф-лы, 2 табл., 8 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в системах наведения управляемых ракет. Технический результат - повышение точности наведения ракеты за счет устранения фазовой связи ее каналов управления. Для этого сигналы рассогласования между командами управления ракетой в каналах курса и тангажа и соответствующими демодулированными сигналами, пропорциональными углам отклонения рулей, в каждом канале управления усиливают, интегрируют, ограничивают по уровню и полученными сигналами осуществляют амплитудную модуляцию сигналов несущей частоты при формировании сигналов управления рулевыми приводами, а также измеряют угловые скорости движения ракеты относительно ее поперечных осей в соответствующих плоскостях, формируют в каналах курса и тангажа корректирующие сигналы, пропорциональные угловым скоростям движения ракеты относительно ее поперечных осей, и организуют по этим сигналам цепи отрицательной обратной связи, охватывающие в каждом канале управления динамические звенья, предназначенные для формирования сигналов управления ракетой соответственно в каналах курса и тангажа. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Космическая энергетическая установка с машинным преобразованием энергии содержит замкнутый контур с газообразным рабочим телом, реализующим замкнутый термодинамический цикл Брайтона. В состав замкнутого термодинамического цикла входят источник тепла, турбокомпрессор, кинематически связанный с электрогенератором, регенератор тепла, теплообменник, теплопередающим трактом включенный в контур с газообразным рабочим телом, теплопринимающим трактом - в замкнутый контур с жидким рабочим телом для отвода низкопотенциального тепла, включающий также устройство для прокачки жидкого рабочего тела через контур, и холодильник-излучатель тепла в космическое пространство. Устройство для прокачки выполнено в виде турбонасосного агрегата, кинематически связанного с электрогенератором. Теплообменник выполнен в виде генератора перегретого пара, использующего низкопотенциальное тепло, отбираемое от газообразного рабочего тела энергоустановки. Холодильник-излучатель выполнен в виде конденсатора пара с функцией последующего охлаждения конденсата. Вход в насос турбонасосного агрегата сообщен с выходом проточного тракта холодильника-излучателя, выход насоса - с входом в теплопринимающий тракт теплообменника-парогенератора - в противоток его теплопередающему тракту. Вход в турбину турбонасосного агрегата сообщен с выходом теплопринимающего тракта теплообменника-парогенератора, а ее выход - с входом в гидравлический тракт холодильника-излучателя. Изобретение направлено на повышение энергомассовых характеристик космических энергетических установок с машинным преобразованием энергии путем уменьшения доли сбрасываемого в окружающее пространство тепла. 1 ил.

Изобретение относится к области наведения управляемых ракет. Способ наведения по оптическому лучу ракеты, стартующей с подвижного носителя, включает формирование на носителе лазерного луча с информационным полем управления, наведение на цель оптического прицела, ось которого съюстирована с осью информационного поля, ориентирование оси пускового устройства в направлении оси луча, пуск ракеты со сложенными аэродинамическими рулями и ввод ракеты в информационное поле, открытие на ракете приемника излучения и формирование команд управления, зависящих от положения ракеты относительно оси информационного поля, раскрытие аэродинамических рулей и их отклонение. В момент схода ракеты запоминают угловое положение оси пускового устройства относительно связанной с носителем системы координат, а также угловое положение носителя относительно земной системы координат, раскрытие рулей осуществляют с временной задержкой относительно открытия приемника излучения, в момент открытия приемника излучения совмещают ось информационного поля луча с запомненным в момент схода ракеты положением пускового устройства, а в момент времени раскрытия рулей начинают совмещение оси информационного поля лазерного луча с линией визирования цели. Технический результат заключается в повышении точности и уменьшении времени вывода ракеты на ось луча. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к объектам энергетического машиностроения. Изобретение направлено на создание экономичных котельных, использующих горелки без электропотребления от внешних источников. Эта задача решается использованием части тепловой энергии продуктов сгорания топлива для выработки электроэнергии посредством электрогенератора. Для этого нагнетатель воздуха в зону горения выполнен в виде турбокомпрессора 7, вал которого кинематически связан с электрогенератором 9 и топливным насосом 3, в газоводе на выходе камеры горения 1 установлен теплообменник 10, вход и выход теплопринимающего тракта которого сообщены, соответственно, с выходом компрессора и входом турбины турбокомпрессора 7, а выход турбины - со входом воздушного тракта в камеру горения 4. Изобретение направлено на повышение экономичности малых котельных. 1 ил.

Изобретение относится к области разработки систем наведения ракет

Изобретение относится к ракетно-космической технике

Изобретение относится к области разработки систем управления беспилотными летательными аппаратами и может быть использовано в комплексах управляемого артиллерийского вооружения и других комплексах вооружения, в которых на конечном участке траектории осуществляется самонаведение по методу пропорциональной навигации

Изобретение относится к технике управления вращающимися по углу крена беспилотными летательными аппаратами и может быть использовано в комплексах вооружения, в которых на конечном участке траектории осуществляется самонаведение методом пропорциональной навигации

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях ракетных летательных аппаратов и ракетных двигателей

Изобретение относится к области авиационной техники

 


© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности
Наверх