Патенты автора Лемперт Давид Борисович (RU)
ГОЛОВНОЙ ОБТЕКАТЕЛЬ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ // 2705258
Изобретение относится к головному обтекателю (ГО) ракеты-носителя (РН), сжигаемому после отделения от РН на атмосферном участке траектории спуска ГО. ГО представляет собой трехслойную конструкцию из полимерных композиционных материалов в виде двухстворчатой оболочки переменной кривизны, содержащую внешний и внутренний несущие слои из материала, состоящего из связующего и углеродной ленты (МНС). Заполнитель, размещенный между внешним и внутренним несущими слоями оболочки ГО состоит из высокоэнергетического материала и пластика, предназначенного для выделения при сгорании необходимого количества теплоты, определяемого из условия нагрева МНС до температуры его возгорания. Материал заполнителя МЗ выбран на основе смеси высокоэнергетического материала, типа смеси хлората калия или перхлората калия. В качестве порошкообразного металла выбраны порошки магния, алюминия, титана, или их сплавов, которые сохраняют свои теплофизические характеристики, в том числе температуру возгорания, прочность на всех этапах его жизненного цикла, включая приготовление материала для изготовления заполнителя и всей трехслойной конструкции ГО, а также на участке траектории выведения РН и траектории спуска ГО после отделения от РН. Материал МНС выбран из условия одновременного возгорания связующего и пластика, в виде композиционного полимерного материала типа углепластик, в частности углеродной ленты и связующего, имеющих близкую температуру воспламенения в интервале 700-800°С. Технический результат заключается в обеспечении сжигания ГО при движении по траектории спуска в слоях атмосферы, исключении факта падения ГО на поверхность Земли и тем самым исключении необходимости выделения района для их падения.
Группа изобретений относится к ракетно-космической технике и может быть использована для сокращения районов падения отделяющихся частей ступеней ракет-носителей. Технический результат – снижение районов падения отделяемых частей путем их сжигания на атмосферном участке траектории спуска. Способ заключается в том, что на этапе предполетной подготовки ракеты-носителя производят расчет параметров движения отделяющихся частей - ОЧ до момента падения их на землю. По результатам расчетов определяют участки на траектории спуска для воздействия на ОЧ. Формируют сигнал в процессе автономного полета ОЧ и осуществляют воздействие на конструкцию ОЧ дополнительным тепловым нагружением. При выполнении ОЧ из полимерных композиционных материалов на конструкцию ОЧ устанавливают систему сжигания, состоящую из нескольких модулей, обеспечивающих тепловое нагружение выделенных масс конструкции ОЧ путем подачи теплоты, находящихся в продуктах сгорания смеси газов кислорода и пропана. Количество теплоты, выделяемой каждым модулем, определяют из условия нагрева выбранной массы конструкции ОЧ до температуры горения. Соотношение массовых секундных расходов кислорода и пропана в конкретном модуле системы сжигания, направление движения струй продуктов сгорания определяют из условия обеспечения работоспособности конструкции модуля на интервале времени нагрева, минимума запасов кислорода и пропана. Количество модулей - точек теплового нагружения конструкции ОЧ для обеспечения нагрева выбранной массы конструкции ОЧ до температуры горения выбирают из условия сгорания конструкции ОЧ на заданном интервале времени. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к конструкции и эксплуатации ракет-носителей (РН) и их отделяемых частей (ОЧ): отработавших ступеней, переходных отсеков, створок головных обтекателей и т.п. Способ включает этап предполетной подготовки РН, на котором рассчитывают параметры движения ОЧ, определяя участки траектории спуска для воздействия на ОЧ. В ОЧ, выполненной из углепластика, размещают пиротехнический состав, дающий при его сжигании нагрев ОЧ до температуры горения ОЧ в набегающем потоке воздуха. На расчетной высоте задействуют данный состав, воспламеняя зажигающий состав, которым поджигают ОЧ. В качестве заполнителя конструкции ОЧ используют самогорящую смесь энергоемкого компонента с синтетическим полимером, дающую максимальную передачу теплоты к ОЧ. Газы, выделяющиеся при горении, направляют в полые каналы заполнителя (выполненного в виде гофрированной или стержневой конструкции). В качестве энергоемкого компонента используют окислитель (напр., перхлорат аммония), а в пиротехническом составе – напр., смесь порошков алюминия с оксидом железа. Технический результат направлен на достижение полноты сжигания ОЧ в атмосфере и исключение проблемы отчуждаемых районов падения ОЧ. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для сокращения районов падения отделяющихся частей ступеней ракет-носителей. Технический результат - снижение площадей зон отчуждения из-за отделяемых частей за счет обеспечения их полного сгорания на атмосферном участке траектории спуска. По способу на этапе предполетной подготовки ракеты-носителя выделяют отделяющиеся части, различающиеся по степени их разрушения в плотных слоях атмосферы после отделения от ракеты-носителя. Производят расчет параметров движения до момента их падения на поверхность зоны отчуждения. Рассчитывают количество теплоты, получаемой отделяющейся частью за счет аэродинамического нагрева при движении на атмосферном участке траектории спуска до заданной высоты, на которой должно закончиться ее сгорание. Рассчитывают необходимое дополнительное количество теплоты для обеспечения полного сгорания отделяющейся части в атмосфере. Определяют необходимое количество энергетического материала для обеспечения получения заданного количества теплоты. В качестве материала заполнителя выбирают материал, способный к горению в отсутствие дополнительного окислителя и обладающий соответствующими характеристиками для обеспечения требований условий эксплуатации в составе отделяющейся части на всех участках ее функционирования. Количество и положение точек зажигания энергетического материала в составе отделяющейся части определяют из условия ее сжигания на заданном интервале времени. Инициирование воспламенения упомянутого материала осуществляют по достижении заданных параметров движения отделяемой части на атмосферном участке траектории спуска с учетом длительности интервала времени процесса сжигания и конструкции отделяемой части до возможного ее разрушения на крупные фрагменты. 1 з.п. ф-лы.
Группа изобретений относится к ракетно-космической технике. Способ газификации остатков жидкого компонента топлива (КТ) в баке отработавшей ступени ракеты-носителя (РН) основан на подаче горячих газов (теплоносителя) в топливный бак и сбросе продуктов газификации (ПГ) по достижении заданного давления в топливном баке. Дополнительно обеспечивается заданное термодинамическое состояние ПГ, исключающее переход криогенного КТ из состояния газовой фазы в жидкую и твердую при движении в дренажной системе при сбросе ПГ из топливного бака. Газы, подаваемые, в топливный бак, получают в автономном газогенераторе (АГГ), при этом твердотопливные газогенерирующие составы (ТГС) выбирают из условий химической нейтральности между продуктами сгорания ТГС и газифицируемым КТ. Устройство для реализации способа включает в свой состав топливный бак, АГГ для получения горячих газов (теплоносителя), магистрали ввода теплоносителя, дренажную систему и тепловой мост, который дополнительно вводят между АГГ и дренажной системой. Расположение АГГ выбирают в непосредственной близости от дренажной системы. Техническим результатом группы изобретений является обеспечение взрывобезопасности отработавших ступеней РН и безаварийной работы топливного бака. 2 н.п. ф-лы, 3 табл., 3 ил.
Группа изобретений относится к ракетно-космической технике. Способ газификации невырабатываемых остатков жидкого кислорода и керосина в баках ступени ракеты-носителя после выключения маршевого жидкостного ракетного двигателя основан на подаче теплоты в баки с остатками компонентов топлива в жидкой и газообразной фазах, газа наддува, и утилизацию продуктов газификации. В бак окислителя (О) подают газ пропан из автономной емкости и осуществляют зажигание пропано-кислородной смеси. Осуществляют совместную подачу смеси продуктов газификации из бака О и пропана из автономной емкости в бак горючего (Г). Осуществляют зажигание этой смеси в баке Г. Оставшиеся продукты газификации в баке О утилизируют путем подачи в газореактивные сопла. Устройство для реализации способа содержит баки Г и О, соединительные магистрали низкого давления между баками О и Г, шар-баллон, соединенный магистралями с баками О и Г с управляющими клапанами и системой ввода и зажигания в баках О и Г. Техническим результатом группы изобретений является повышение эффективности процесса газификации остатков компонентов топливной пары кислород-керосин. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к ракетно-космической технике. В способе минимизации зон отчуждения для отделяемых частей (ОЧ) ракеты-носителя (РН) на этапе предполетной подготовки РН производят расчет параметров движения ОЧ до момента падения их на землю. По результатам расчетов определяют участки на траектории спуска для воздействия на ОЧ, формируют сигнал в процессе автономного полета ОЧ и осуществляют воздействие на конструкцию ОЧ. На ОЧ размещают пиротехнический состав. При сжигании пиротехнический состав обеспечивает нагрев ОЧ до температуры, при которой происходит их горение в набегающем потоке атмосферного воздуха, по достижении высоты 25-30 км осуществляют зажигание ОЧ с использованием зажигающего состава. Техническим результатом изобретения является максимальное снижение площадей, выделяемых под районы падения ОЧ РН. 5 з.п. ф-лы, 1 табл.
Изобретение относится к переработке тяжелых остатков гидрокрекинга нефти, содержащих молибденовые катализаторы. Способ включает приготовление газопроницаемой шихты путем смешения тяжелых нефтяных остатков с кусковым твердым негорючим материалом и, при необходимости, твердым топливом, загрузку шихты в верхнюю часть вертикального шахтного реактора, инициирование в реакторе горения при подаче газообразного окислителя в нижнюю часть реактора, проведение процесса горения тяжелых нефтяных остатков в режиме фильтрационного горения путем продувки газообразного окислителя через слой шихты, прошедшей высокотемпературную обработку, и выведения из верхней части реактора газообразных продуктов горения через слой загруженной в реактор свежей шихты. При этом газообразные продукты горения, выведенные из реактора, направляют на сжигание при подаче дополнительного газа-окислителя в избытке, а образующиеся при сжигании дымовые газы, содержащие пары триоксида молибдена, охлаждают. Триоксид молибдена улавливают в виде пылевых частиц. Способ обеспечивает высокую степень извлечения целевого продукта в процессе переработки с высокой энергетической эффективностью молибденсодержащих нефтяных остатков и получением молибдена в форме триоксида, обеспечивающей эффективную последующую очистку и использование. 3 з.п. ф-лы, 1 пр.
Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к моделированию процесса газификации неизрасходованных остатков жидких компонентов ракетного топлива в баках отработанной ступени ракеты-носителя (РН). Общий процесс моделирования разбивают на два этапа. На первом этапе определяют химический состав и физико-химические параметры синтезированного теплоносителя (ТН). На втором этапе определяют коэффициенты тепло- и массоотдачи, состав продуктов газификации по времени. Выбор реальных газогенерирующих составов осуществляют из условий максимальной эффективности бортовой системы газификации. Устройство для реализации способа включает в свой состав экспериментальную установку, содержащую поддон для жидкого КРТ, системы подачи ТН и измерения. В устройство дополнительно введены баллоны, содержащие ТН и химически устойчивые газообразные составляющие ТН, соединенные через регулируемые клапаны с коллектором, соединенным с нагревателем, датчики влажности и скорости потока. Техническим результатом изобретения является приближение условий проведения экспериментов к реальным с возможностью использования экспериментальной базы в научных и учебных целях. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к моделированию процесса сжигания продуктов газификации неизрасходованных остатков жидких компонентов ракетного топлива в баках отработанной ступени ракеты-носителя. В способе моделирования, включающем введение в экспериментальную установку продуктов газификации из каждого бака, зажигание рабочей смеси, проведение измерений параметров процесса, в соответствии с изобретением при моделировании процесса сжигания продуктов газификации окислителя, исследуемый состав приготавливают путем смешения газообразного окислителя, паров воды и гелия, а при моделировании процесса сжигания продуктов газификации горючего, исследуемый состав приготавливают путем смешения теплоносителя, газообразного горючего и гелия. Устройство для реализации способа, включающее в свой состав коллектор, экспериментальный бак, магистрали подачи компонентов топлива, при этом в его состав введены баллоны, наполненные продуктами газификации компонентов топлива и соединенные через регулируемые клапаны, и дроссели с коллектором, система зажигания продуктов газификации. Изобретение обеспечивает расширение экспериментальных методов исследований сжигания сложных составов, а также снижение затрат при проведении экспериментальных исследований. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
ГОЛОВНОЙ ОБТЕКАТЕЛЬ РАКЕТЫ // 2581636
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в головных обтекателях (ГО) ракет космического назначения (РКН). ГО для РКН представляет собой трехслойную конструкцию из полимерных композиционных материалов в виде двухстворчатой оболочки переменной кривизны, содержит внешний несущий слой из углепластика, внутренний несущий слой, металлический сотовый заполнитель в виде одинаковых по массе и размеру пластин с термитно-зажигающей смесью (ТЗС) с окислителем, которым является хлорат калия или перхлорат калия, порошкообразным металлом, которым является магний, или алюминий, или титан, или сплав, и связующим, которым является коллоксилин. Масса ТЗС зависит от массы конструкции оболочки ГО, теплоты, выделяющейся при сгорании ТЗС, средней температуры конструкции оболочки ГО на момент вхождения в плотные слои атмосферы, температуры, необходимой для обеспечения начала самопроизвольного процесса горения конструкции оболочки ГО. Изобретение позволяет обеспечить сгорание ГО при движении по траектории спуска в слоях атмосферы, исключить необходимость выделения района падения для ГО. 9 з.п. ф-лы, 1 табл., 3 ил.
Изобретение относится к способу регенерации молибденсодержащего катализатора из остатков гидроконверсии тяжелого нефтяного сырья. Способ включает термообработку непревращенного остатка гидроконверсии, выкипающего при температуре выше 520°С и содержащего распределенный ультрадисперсный катализатор, с получением зольного остатка, который подвергают промывке с извлечением молибденсодержащего прекурсора катализатора, который возвращают в цикл. При этом термообработку непревращенного остатка гидроконверсии осуществляют путем его газификации в смеси с циркулирующим инертным носителем, на котором сорбируются металлы, содержащиеся в исходном сырье и катализаторе, а промывке подвергают зольный остаток и инертный носитель, обогащенные триоксидом молибдена из отработанного катализатора. Предлагаемый способ позволяет повысить степень извлечения молибдена из остатка гидроконверсии, исключить выбросы молибденсодержащих соединений в окружающую среду и значительно снизить количество дымовых газов. 10 з.п. ф-лы, 2 ил., 9 пр.
Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ повышения эффективности ракет космического назначения (РКН) с маршевыми жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) основан на использовании невыработанных жидких остатков компонентов ракетного топлива (КРТ) в баках отделяющихся частей (ОЧ) ступеней РКН с помощью системы извлечения и реализации энергетических ресурсов (СИРЭР). Траекторию выведения ступени РКН разделяют на два этапа. На первом этапе осуществляют выработку рабочих запасов топлива через маршевый ЖРД. На втором этапе одновременно с выключением маршевого ЖРД запускают СИРЭР, осуществляют газификацию остатков топлива в обоих баках и дополнительную отработку импульса маневра ступени. Изобретение обеспечивает повышение энергетических характеристик ракеты космического назначения с маршевым жидкостным ракетным двигателем.
Изобретение относится к ракетно-космической технике с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД), разгонным блокам и могут быть использованы при запуске двигательных установок (ДУ), когда остатки запасов жидкого топлива малы и не превышают 3% от начальной заправки. В способе увода отделяющейся части (ОЧ) ступени ракеты-носителя, основанном на газификации жидких остатков невыработанных компонентов ракетного топлива (КРТ) в баках окислителя и горючего, обеспечении тормозного импульса за счет их сгорания в камере газового ракетного двигателя (ГРД) и высокоскоростного истечения продуктов сгорания в космическое пространство, согласно изобретению для газификации невыработанных остатков КРТ используют твердотопливные газогенерирующие составы (ТГГС), причем в бак окислителя подают ТГГС с избытком кислорода, а в бак горючего - с недостатком кислорода, при этом химический состав и количество ТГГС при минимально возможных остатках КРТ определяют исходя из условий реализации заданной величины характеристической скорости:
где - характеристическая скорость;
- импульс, реализуемый за счет минимальных невыработанных остатков КРТ в баках ОЧ и ТГГС, необходимых для их газификации;
- импульс, реализуемый только за счет сгорания в ГРД газов ТГГС. Устройство для реализации способа в виде двигательной установки (ДУ), включающей в свой состав топливные баки окислителя и горючего, систему наддува баков, газовый ракетный двигатель с системой питания и системой газификации остатков КРТ, причем ДУ снабжена твердотопливными газогенераторами, выходы которых соединены с устройствами ввода газа, снабженными пиромембранами, в соответствующие топливные баки с остатками жидких КРТ. Изобретение обеспечивает повышение эффективности использования жидких остатков КРТ в топливных баках на момент выключения маршевого ЖРД. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 1 ил., 1 табл.
Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к ракетам-носителям и разгонным блокам с жидкостными ракетными двигателями
СПОСОБ ФАЗОВОЙ СТАБИЛИЗАЦИИ НИТРАТА АММОНИЯ // 2298540
Изобретение относится к способу получения нитрата аммония со структурой, стойкой к изменению температуры
СПОСОБ ИЗВЛЕЧЕНИЯ СОЕДИНЕНИЙ МЕТАЛЛОВ ПРИ ТЕРМИЧЕСКОЙ ПЕРЕРАБОТКЕ МЕТАЛЛСОДЕРЖАЩЕГО СЫРЬЯ // 2278175
Изобретение относится к способу переработки руд, концентратов, отвальных кеков металлургической переработки природного и техногенного сырья, а также углеводородных металлсодержащих композитов (например, кожи, резины и т.п.) путем извлечения металлов в летучие соединения при термической обработке в режиме сверхадиабатического фильтрационного горения
